[논문]광대역 마하수 비행을 위한 극초음속 엔진 흡입구의 가변형상 설계

강상훈

doi:10.6108/kspe.2015.19.3.065

광대역 마하수 비행을 위한 극초음속 엔진 흡입구의 가변형상 설계
Variable Inlet Design for Hypersonic Engines with a Wide Range of Flight Mach Numbers 원문보기

한국추진공학회지 = Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, v.19 no.3, 2015년, pp.65 - 72

강상훈 (Department of Aerospace System Engineering, Sejong University)

초록
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본 연구에서는 이중램제트 엔진 및 로켓/터빈 기반 복합사이클 엔진에의 활용을 위해 Mach 3에서부터 Mach 8까지 넓은 마하수 영역에서 적용이 가능한 초음속흡입구의 형상설계를 수행하고 그 설계방법론에 대해 고찰하였다. 축대칭 가변흡입구를 기본 개념으로 중심콘 각도 및 경사충격파 각도를 이용한 기하학적 관계식으로부터 흡입구 형상을 설계하였으며, 100%에 준하는 포획면적비를 갖도록 하였다. 또한 전산해석결과로부터 Mach 3~8까지 조건에서 흡입구 중심콘에서 발생한 충격파가 올바르게 배치되는 것을 확인하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

In present study, a supersonic inlet for dual mode ramjets or RBCC/TBCC engines with a wide range of flight Mach numbers is designed. A conical variable inlet configuration is chosen for the inlet design. Geometric relations with angles of compression cones and conical shock waves are used for the design of the inlet configuration. The performance of the supersonic inlet is confirmed by the numerical analysis. The capture area ratio is maintained around 100% from Mach 3 to 8 conditions.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

따라서 본 연구에서는 이중램제트 엔진 및 로켓/터빈 기반 복합사이클 엔진에의 활용을 위해, Mach 3에서부터 Mach 8까지 넓은 마하수 영역에서 적용할 수 있는 초음속 흡입구의 형상 초안설정의 예시를 제시하고, 형상설계방법론에 대해 고찰하였다.
따라서, 본 연구의 고찰영역은 종말충격파 상류의 중심콘 형상설계 및 충격파 배치로 제한하고, 흡입구 시동성능 및 연소실 압력 한계를 고려한 흡입구 내부 유로 및 목면적 설계 방법에 대한 고찰은 별도의 연구로 진행하기로 한다.
본 연구를 통하여 Mach 3~8까지 넓은 마하수 영역에서 적용이 가능한 흡입구의 형상설계를 수행하고 그 설계방법론에 대해 고찰하였다.

가설 설정

전산해석은 상용해석코드 ANSYS Fluent를 이용하여 수행하였고, Density based solver를 적용하였다. 현 설계단계에서의 주된 관심사는 흡입구 가변형상에 따른 경사충격파의 올바른 배치 여부이므로, 비점성 유동 가정을 통해 단순화하여 해석하였다. 또한, 동일한 이유로 전산해석 영역의 입구조건은 임의의 값으로 설정하여 정압력 10 kPa, 정온도 300 K로 두었으며, 비행마하수 조건을 3, 5, 8로 달리하여 해석하여 그 결과를 비교하였다.

제안 방법

3.1절에서 결정된 설계형상데이터가 실제 유동 조건에서 정상적으로 충격파를 배치하고 공기를 흡입하는지 확인하고, 복잡한 충격파 및 팽창파의 중첩과 반사를 고려하여 전압력 회복률 및 흡입구 출구 마하수를 산출하기 위해 전산해석을 수행하였다.
따라서 본 연구에서는 포획면적비의 제어가 가능하고 구조적 안정성과 경계층 제어 측면에서 유리한 축대칭 가변흡입구를 채택하였다.
1절에서 서술한 바 있듯이, 설계조건으로부터 형상이 결정된 흡입구가 설계점보다 낮거나 높은 마하수 조건에서 운영되는 경우에는 고정된 중심콘 각도에 대해 충격파의 각도가 변화하게 되어, 포획면적비 감소에 따른 유량손실이 발생할 수 있다. 따라서, 설계점보다 낮은 마하수 조건에서는 카울을 전진시켜 충격파와 카울전단을 일치시키고, 설계점보다 높은 마하수 조건에서는 중심콘을 전진시켜 3개의 충격파가 카울전단에서 만나도록 한다.
현 설계단계에서의 주된 관심사는 흡입구 가변형상에 따른 경사충격파의 올바른 배치 여부이므로, 비점성 유동 가정을 통해 단순화하여 해석하였다. 또한, 동일한 이유로 전산해석 영역의 입구조건은 임의의 값으로 설정하여 정압력 10 kPa, 정온도 300 K로 두었으며, 비행마하수 조건을 3, 5, 8로 달리하여 해석하여 그 결과를 비교하였다.
본 연구에서는 최저 마하수인 Mach 3 조건에서 경사충격파가 이격되지 않도록 최대압축각도 한계치를 30°로 제한하였다.
설계 흡입구는 중심콘의 이동으로 포획면적비를 조절하는 축대칭 가변흡입구를 기본 개념으로 설정하였으며, 중심콘 및 충격파 각도와 이를 이용한 기하학적 관계식으로부터 흡입구 형상을 결정하였다. 또한 전산해석을 수행하여 Mach 3~8까지의 영역에서 흡입구 중심콘에서 발생한 충격파가 올바르게 배치되는 것을 확인하였다.
앞에서 설명한 설계방법을 이용하여 Mach 3~8까지의 넓은 마하수 영역에서 적용이 가능한 축대칭 가변흡입구의 형상을 설계하였다. 최대압축각도 한계치 및 Oswatitsch 관계식으로부터 결정한 중심콘 각도 및 흡입구 출구의 높이는 Table 1에 나타난 바와 같다.
흡입구의 가변 개념은 SR-71의 경우와 유사하게 초음속 흡입구 중심콘이 유동의 상, 하류로 전진, 후퇴하는 가변 방식을 채택하였다[5].

대상 데이터

그러나 비행체의 특성 및 임무 요구조건에 따라 중요한 영역을 설계마하수로 설정할 수도 있다. 본 연구에서는 중간점에 가까운 Mach 5를 설계점으로 선택하였다.

이론/모형

전산해석은 상용해석코드 ANSYS Fluent를 이용하여 수행하였고, Density based solver를 적용하였다. 현 설계단계에서의 주된 관심사는 흡입구 가변형상에 따른 경사충격파의 올바른 배치 여부이므로, 비점성 유동 가정을 통해 단순화하여 해석하였다.
중심콘에서 발생하는 원뿔형 경사충격파의 각도는 일반적인 2차원 경사충격파 각도 계산방식으로 산출할 수 없으므로, Taylor-Maccoll의 관계식을 Runge-Kutta 방법으로 해석하여 산출하였다[9]. 또한 원뿔형 경사충격파 후단의 유동마하수는 중심콘 표면 부근에서의 마하수와 충격파 끝단 근처에서의 마하수를 평균하여 적용해야 실제와 유사한 마하수 값을 계산할 수 있다[10].
흡입공기를 압축하기위한 중심콘의 각도는 설계조건에서의 최대압축각도 한계치를 설정하고 최대전압력회복률을 갖기 위한 Oswatitsch의 관계식을 적용하여 산출할 수 있다[8]. 엔진이 초음속으로 비행할 때, 압축면에서 발생하는 경사충격파의 각도는 비행마하수가 낮을수록 커지게 되며, 일정 마하수 이하로 비행하는 경우 경사충격파가 압축면에서 이격되어 궁형충격파의 형태로 변화할 수 있다.

성능/효과

2.1절에서 서술한 바 있듯이, 설계조건으로부터 형상이 결정된 흡입구가 설계점보다 낮거나 높은 마하수 조건에서 운영되는 경우에는 고정된 중심콘 각도에 대해 충격파의 각도가 변화하게 되어, 포획면적비 감소에 따른 유량손실이 발생할 수 있다. 따라서, 설계점보다 낮은 마하수 조건에서는 카울을 전진시켜 충격파와 카울전단을 일치시키고, 설계점보다 높은 마하수 조건에서는 중심콘을 전진시켜 3개의 충격파가 카울전단에서 만나도록 한다.
Table 4에 나타난 바와 같이 충격파 및 팽창파의 상호작용을 고려하지 않은 준 1차원 해석 예측치와 전산해석결과는 다소 차이가 있다. Mach 3의 결과에서는 팽창파의 영향이 강하여, 전압력 회복률은 서로 유사한 값을 보였으나, 출구마하수는 전산해석값이 준 1차원 해석 예측치보다 높게 나타났다. 설계점인 Mach 5의 경우에는 전압력 회복률과 출구마하수가 준 1차원 해석 예측치와 유사하게 나타났다.
설계 흡입구는 중심콘의 이동으로 포획면적비를 조절하는 축대칭 가변흡입구를 기본 개념으로 설정하였으며, 중심콘 및 충격파 각도와 이를 이용한 기하학적 관계식으로부터 흡입구 형상을 결정하였다. 또한 전산해석을 수행하여 Mach 3~8까지의 영역에서 흡입구 중심콘에서 발생한 충격파가 올바르게 배치되는 것을 확인하였다. 흡입구 내 충격파 및 팽창파의 상호작용이 복잡하게 나타나는 경우, 준 1차원 해석결과와 전산 해석결과가 다소 차이가 있으므로, 전산해석 결과를 기반으로 하여 흡입구 성능지수 맵 및 제어로직을 설정해야한다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	고속추진기관의 복합사이클엔진은 어떻게 나뉘는가?	고속추진기관의 복합사이클엔진은 정지상태의 추력을 발생시키는 구성품이 무엇인가에 따라 터빈기반 복합사이클과 로켓기반 복합사이클로 나뉘어지지만, Mach 3 이상의 고속구간에서는 램제트 모드와 스크램제트 모드로 운영된다는 공통점을 갖고 있다[1-3].
	공기흡입식 고속추진기관이 기존의 고가의 로켓추진기관을 대체할 차세대 추진기관으로 주목받는 이유는 무엇인가?	공기흡입식 고속추진기관은 유료하중적재용량이 크고 비추력 성능이 높기 때문에 기존의 고가의 로켓추진기관을 대체할 차세대 추진기관으로 주목받으며 세계적으로도 오랜 기간 동안 다양한 기술 연구가 이루어져 왔다. 그러나 고속비행 특성이 우수한 램제트, 스크램제트엔진은 정지상태에서 추력을 발생시킬 수 없고, 최적의 추력성능을 발휘할 수 있는 마하수 영역 또한 서로 구분되어 있으므로, 부스터를 포함하여 램제트 및 스크램제트 엔진의 복합사이클의 형태가 필수적인 것으로 알려져 있다[1].
	램제트, 스크램제트엔진과 같은 공기흡입식 고속추진기관의 문제점은 무엇인가?	공기흡입식 고속추진기관은 유료하중적재용량이 크고 비추력 성능이 높기 때문에 기존의 고가의 로켓추진기관을 대체할 차세대 추진기관으로 주목받으며 세계적으로도 오랜 기간 동안 다양한 기술 연구가 이루어져 왔다. 그러나 고속비행 특성이 우수한 램제트, 스크램제트엔진은 정지상태에서 추력을 발생시킬 수 없고, 최적의 추력성능을 발휘할 수 있는 마하수 영역 또한 서로 구분되어 있으므로, 부스터를 포함하여 램제트 및 스크램제트 엔진의 복합사이클의 형태가 필수적인 것으로 알려져 있다[1].

참고문헌 (10)

Fry, R.S., "A Century of Ramjet Propulsion Technology Evolution," Journal of propulsion and power, Vol. 20, No. 1, pp. 27-58, 2004.

상세보기
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Young, D.A., Kokan, T., Clark, I., Tanner, C. and Wilhite, A., "Lazarus: A SSTO Hypersonic Vehicle Concept Utilizing RBCC and HEDM Propulsion Technologies," 14th AIAA/AHI Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, Canberra, Australia, AIAA 2006-8099, Nov. 2006.
Kang, S.H. and Lee, S.Y., "Weight Reduction of the Reusable Launch Vehicles using RBCC Engines," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 17, No. 3, pp. 56-66, 2013.
Conners, T.R., "Predicted Performance of a Thrust-Enhanced SR-71 Aircraft with an External Payload," NASA Technical Memorandum 104330, 1997.
Kang, S.H., Lee, Y.J. and Yang, S.S., "Preliminary Design Study of the Scramjet Engine Intake," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 9, No. 3, pp. 38-48, 2005.
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Seddon, J., Intake Aerodynamics, AIAA Education Series, AIAA, Washington, DC, U.S.A., 1985.
Liepmann, H.W. and Roshko, A., Elements of Gasdynamics, John Wiley & Sons, Inc. New York, N.Y., U.S.A., 1957.
Connors J.F. and Meyer, R.C., "Design Criteria for Axisymmetric and Two-dimensional Supersonic Inlets and Exits," NACA TN 3589, 1956.

표제어: PCR

동의어: Packet Collision Rate

용어 설명 출처 목록 (6)

용어 설명: PCR은 세균 특이성이 있는 primer를 이용하여 적은 수의 세균이 있을지라도 쉽게 검출할 수 있는 유용한 방법이며, 이를 이용하여 구강 내 치면세균막이나 타액에서 직접 세균을 검출할 수 있게 되었다[8].

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