우주발사체 고공환경모사의 실험적 연구는 우주발사체 발사 및 임무완수에 대한 독자적 기술력 확보를 위해 중요하다. 본 연구는 한국형발사체(Korean Space Launch Vehicle; KSLV-II)의 발사 후 마하수 6을 돌파하는 고도 65 km 조건을 선정하였다. 지상시험장비중 하나인 충격파 터널을 이용하여 고공환경모사를 수행하였다. 유동발달 이후 공기열역학적 특성과 수직 및 경사충격파 확인을 위해 선두부 모델의 정체 압력과 정체 열 유량, 그리고 반구형상 모델의 충격파 이탈거리 측정을 통해 유동검증을 수행하였다. 추가적으로 발사체 측면과 저부면 현상연구에 사용되는 시험모델의 자유류 회복을 위한 충격파 상쇄 기법을 개발 및 검증하였다. 세 가지 유동검증 결과를 통해 이론값과 약 ${\pm}3%$ 이내의 오차를 갖는 정확한 유동이 발달되었음을 확인하였다. 그리고 충격파 상쇄기법을 갖는 천이구간 축소 모델의 경사충격파 경사각과 수평 평판모델의 경사각, 그리고 모델 측면 정압력의 실험값과 이론값의 오차가 각각 2%, 그리고 1% 으로 확인되었으며, 이를 통해 해당 충격파 상쇄 기법의 합리적인 효과가 검증되었다.
우주발사체 고공환경모사의 실험적 연구는 우주발사체 발사 및 임무완수에 대한 독자적 기술력 확보를 위해 중요하다. 본 연구는 한국형발사체(Korean Space Launch Vehicle; KSLV-II)의 발사 후 마하수 6을 돌파하는 고도 65 km 조건을 선정하였다. 지상시험장비중 하나인 충격파 터널을 이용하여 고공환경모사를 수행하였다. 유동발달 이후 공기열역학적 특성과 수직 및 경사충격파 확인을 위해 선두부 모델의 정체 압력과 정체 열 유량, 그리고 반구형상 모델의 충격파 이탈거리 측정을 통해 유동검증을 수행하였다. 추가적으로 발사체 측면과 저부면 현상연구에 사용되는 시험모델의 자유류 회복을 위한 충격파 상쇄 기법을 개발 및 검증하였다. 세 가지 유동검증 결과를 통해 이론값과 약 ${\pm}3%$ 이내의 오차를 갖는 정확한 유동이 발달되었음을 확인하였다. 그리고 충격파 상쇄기법을 갖는 천이구간 축소 모델의 경사충격파 경사각과 수평 평판모델의 경사각, 그리고 모델 측면 정압력의 실험값과 이론값의 오차가 각각 2%, 그리고 1% 으로 확인되었으며, 이를 통해 해당 충격파 상쇄 기법의 합리적인 효과가 검증되었다.
The experimental research on a high-altitude environment simulation of space launch vehicle is important for securing independent technologies with launching space vehicles and completing missions. This study selected an altitude of 65 km for the experiment environment where it exceeded Mach number ...
The experimental research on a high-altitude environment simulation of space launch vehicle is important for securing independent technologies with launching space vehicles and completing missions. This study selected an altitude of 65 km for the experiment environment where it exceeded Mach number of 6 after the launch of Korean Space Launch Vehicle(KSLV-II). Shock tunnel was used to replicate the flight condition. After flow establishment, in order to confirm aerodynamic characteristics and normal and oblique shockwaves, the flow verification was carried out by measuring stagnation pressure and heat flux of a forebody model, and shockwave stand-off distance of a hemispherical model. In addition, a shock-free technique to recover free-stream condition has been developed and verified. From the results of the three verification tests, it was confirmed that the flow was replicated with the error of about ${\pm}3%$. The error between the slope angle of inclined shockwave of the scaled down transition section model using the shock-free shape and the slope angle of the horizontal plate model, and between the theoretical and the experimental value of the static pressure of the model were confirmed to be 2% and 1%, respectively. As a result, the efficiency of the shockwave cancellation technique has been verified.
The experimental research on a high-altitude environment simulation of space launch vehicle is important for securing independent technologies with launching space vehicles and completing missions. This study selected an altitude of 65 km for the experiment environment where it exceeded Mach number of 6 after the launch of Korean Space Launch Vehicle(KSLV-II). Shock tunnel was used to replicate the flight condition. After flow establishment, in order to confirm aerodynamic characteristics and normal and oblique shockwaves, the flow verification was carried out by measuring stagnation pressure and heat flux of a forebody model, and shockwave stand-off distance of a hemispherical model. In addition, a shock-free technique to recover free-stream condition has been developed and verified. From the results of the three verification tests, it was confirmed that the flow was replicated with the error of about ${\pm}3%$. The error between the slope angle of inclined shockwave of the scaled down transition section model using the shock-free shape and the slope angle of the horizontal plate model, and between the theoretical and the experimental value of the static pressure of the model were confirmed to be 2% and 1%, respectively. As a result, the efficiency of the shockwave cancellation technique has been verified.
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문제 정의
본 연구는, 국내 우주발사체 독자적 개발에 필요한 고공환경모사 기법, 그리고 축소된 발사체시험모델 측면의 자유류 회복을 위한 충격파 상쇄 기법 구축 및 검증을 위해 수행되었다. 실제 발사체의 경우 긴 동체의 형상으로 인해 선두부(forebody)(Fig.
본 연구를 통해 우주발사체 고공환경모사의 실험적 데이터베이스 구축을 위한 기초연구로써 유동검증 기법을 확보하였고, 충격파 터널 뿐만 아니라 다양한 지상시험장비에서 사용되는 시험모델에 효과적으로 적용 가능한 충격파 상쇄 기법을 확보하였다.
해당 기법은 초음속/극초음속 환경의 지상시험장비에서 사용되는 수 센티미터 이내 크기의 시험모델을 사용함에 있어서, 모델 벽면의 유동 간섭 상쇄효과를 통해 시험모델 후단에 자유류 유동이 흐르는 것을 목표로 한다(Fig. 7).
가설 설정
본 연구에서 사용하는 K1 충격파 터널의 노즐 출구 유동조건을 계산하기 위해 이상기체를 가정한 1차원 수직 충격파 관계식을 사용해 상사된 밀도(ρ1)를 계산한다.
제안 방법
목표 고도 환경에서의 압력, 온도, 그리고 밀도 데이터와 CEA 프로그램을 통해 정압 비열(Cp), 음속(a1), 점성계수(μ1), 그리고 비열비(γ1)를 구하고, 이를 통해 자유류 조건의 마하수(M1), 속도(u1), 그리고 레이놀즈수(Re1)을 계산한다.
지상시험장비 구축 직후 필요한 유동검증을 세가지 방식을 통해 확인하였고, 새로이 도입한 축소 시험모델 앞단의 첨단부를 통한 충격파 상쇄를 검증하였다.
고속카메라는 10 kHz의프레임율과 4 μs의 노출시간으로 설정하였으며,볼록렌즈로 확산된 레이저 광원은 초점거리 1.5m 거리의 오목거울을 사용해 평행광이 형성되고또 하나의 오목거울을 통해 초점을 맞추는 방식을 통해 이미지를 획득하였다(Fig. 4).
노즐 출구에서의 자유류 유동검증과 축소 시험모델의 충격파 상쇄 기법 검증을 수행하였다. 지상시험장비 구축 직후 필요한 유동검증을 세가지 방식을 통해 확인하였고, 새로이 도입한 축소 시험모델 앞단의 첨단부를 통한 충격파 상쇄를 검증하였다.
데이터 측정은 약한 신호를 위한 증폭기와 데이터 획득 장치를 통해 수행하였다.
발사체 선두부와 반구 형상 모델의 정체 압력, 정체 열 유량, 그리고 충격파 이탈거리 측정을 통해 유동검증을 수행하였다.
뿐만 아니라 노즐 출구에서의 모델 벽면의 정압 측정을 통해 자유류 회복의 정량적 측정을 추가적으로 수행하였다. Fig.
선두부 모델의 특성상 작은 진원도(roundness)를 갖는 노즈콘 부분으로 인해 압력센서(PCB piezoelectric transducer) 표면이 노출된 flush-mount 방식이 아닌, 공동(cavity)을 갖는 recessed-mount 방식을 사용하여 정체 압력을 측정하였다.
실험적으로 확인된 대칭 형태의 원호(arc)에 대한 치수 및 비율을 사용하였으며, 첨단부의 수직거리(V)와 수평거리(H)가 변하더라도 제한 조건으로 고정 가능한 매개변수를 정의하였다.
1). 이에 대한 극복방안으로써 충격파 상쇄기법(shock-free technique)을 고안하였다.
재현성 확보를 위해 총 3 번의 실험을 수행하였으며 측정된 압력궤적은 유동발달(flow establishment; est), 정상상태(steady state; st), 비정상상태(unsteady state; ust)구간으로 구분하여 나타내었고, 정상상태구간은 평균값 대비±5%의 안정적인 압력궤적이 형성되는 구간으로 간주하였다.
전 등은 2차원/축대칭 direct simulation montecarlo (DSMC) 해석기법을 이용하여 저고도-고고도의 로켓 노즐 플룸 유동을 해석하였고[6], 안 등은 3차원 압축성 유동해석 코드를 개발하여 Saturn-5 발사체 형상에 대한 저고도에서 중고도까지의 로켓 배기 플룸 해석을 수행하였다[7].
정체 열유량의 경우, 본 연구진이 제작한 K-type 열전대를 장착하여 선두부 모델 정체점 에서의 온도차 및 열 유량 측정을 수행하였고(Eq. 2), Fay 등의 극초음속 유동의 정체 열 유량 이론값(1.32 MW/m2)과의 비교를 통해 실험값을 검증하였다[11-12].
9). 충격파 상쇄 기법 적용을 통한 자유류 회복의 정량적 검증을 위해 경사충격파 경사각 측정과 시험모델 벽면에서의 압력 측정을 수행하였다.
충격파 상쇄 기법은 평판모델에서 마하수 6이 유지되는 경사각과의 비교, 그리고 모델 측면 정압 측정결과의 이론값과의 비교를 통해 충격파 상쇄 기법의 효과를 검증하였다.
대상 데이터
Fig. 9에 도시된 바와 동일한 시험모델을 사용하였으며, 노즐 출구로부터 Ch1, Ch2, 그리고 Ch3 위치에서의(Fig. 14) 정압측정 결과는 Fig. 15에 나타내었다.
노즐은 7.3°의 확산 반각과 300 mm의 길이를 가지며, 공간을 구분하는 격막은 총 3개로, 완화부 양쪽에 0.35mm, 0.20 mm, 그리고 저압관과 시험부(test section)를 구분하는 0.04 mm 폴리에틸렌 격막을 사용하였다.
본 연구에서는 FASTCAM Mini Ux100 CMOS고속카메라를 사용하였고, 가시화를 위한 광원으로는 Laser Quantum Gem 사의 532 nm 파장의레이저를 사용하였다. 고속카메라는 10 kHz의프레임율과 4 μs의 노출시간으로 설정하였으며,볼록렌즈로 확산된 레이저 광원은 초점거리 1.
시험장비로는 구성이 간단할 뿐만 아니라 예열 없이 고엔탈피/고마하수 유동을 모사 가능한 KAIST K1 충격파 터널을 사용하였으며, 모사 환경은 한국형발사체의 마하수 6을 돌파하는 고도 65 km 환경을 선정하였다.
정체 압력 및 열 유량 측정모델은 KSLV-II의 직경 26 mm의 선두부 축소 시험모델을 사용하였다(Fig. 6(a)).
비교대상의 정체 압력 이론값은 Rayleigh pitot formula(Eq. 1)를 통해 49,520 Pa으로 계산되었다[11].
5mm로 길이의 차이가 있으며 하단 이미지의 우측에는 시험부 장착모습을 나타낸다. 상단 모델은 경사각의 진행상황을 관측하여 자유류 회복지점을 확인하기 위해 사용하였다. 하단 모델의 경우, 시험모델 앞부분의 첨단부를 통해 이뤄지는 충격파 상쇄 과정 및 현상 파악을 위해 시험되었다.
04 mm 폴리에틸렌 격막을 사용하였다. 시험장비는 Fig. 3과 같이 구축하였으며, 시험부 내에 장착된 시험모델의 충격파 형상 및 경사각 측정을 위해 shadowgraph 가시화기법을 사용하였다.
성능/효과
고정 매개변수와 코사인 제2법칙, 그리고 반복계산법을 통해 다양한 크기의 시험모델에 대해 원호에 대한 치수가 선형적으로 정해지지 않고, 각각 최적의 조건을 갖는 비율이 존재함을 확인하였다.
반면, Ch2와 Ch3에서는 유동 도달 이후, 유동발달 및 정상상태구간이 상대적으로 안정적인 것을 확인하였다.
본 연구에서 반구 형상 모델을 사용한 실험 결과를 Serbin에 의해 정립된 이론값(theoretical data)[13], 그리고 Liepmann 등이 수행한 실험적 데이터(reference data)[14]와 비교하였으며 각각 7.43%, 그리고 0.13%의 차이가 확인되었다.
압전효과를 통해 발생한 전기적 신호를 사용함으로 인해 수 마이크로초(μs)의 빠른 반응속도를 갖는 PCB 압력센서를 사용해 1 밀리초(ms) 내의 유동특성을 측정할 수 있었으며, est와 st는 각각 약 300 μs와 600 μs으로 측정되었다.
유동발달 및 정상상태구간은 Ch2에서 대략적으로 40 μs와 20 μs, 그리고 Ch3에서 30 μs와 50 μs의 시간을 가짐이 확인되었다.
7%의 오차를 가지며, 이는 충격파 경사각이 회복된 Ch3 위치에서 자유류 회복이 합리적으로 진행되었음을 의미한다. 이를 통해 유동이 흐름방향으로 전개될수록 경사각이 줄어들 뿐만 아니라 안정적인 유동이 형성되어 유동발달구간이 짧아지고 정상상태구간이 길어지는 것을 확인하였다. 한편, 해당 실험값의 오차에 대해서는 낮은 압력범위, 센서의 민감도, 그리고 축대칭 모델로 인한 recessed-mount의 사용을 감안하였을 때, 피할 수 없는 압력섭동의 감쇄에 대한 추가 연구가 필요할 것으로 판단된다.
정상상태구간에서의 반복성 실험을 통해 49038±1824 Pa의 평균값 대비 약 3.7%의 압력섭동(신뢰도 95%를 갖는 2*표준편차 범위)을 갖는 유동이 안정적으로 발달되었고, 식 1을 통해 계산된 이론값과도 약 1%내의 오차로 합리적인 유동이 발달됨을 확인하였다.
정체점의 두 가지 측정을 통해 동일한 유동조건에서도 측정센서의 크기 및 민감도에 따라서 반응속도와 섭동 정도에 대한 차이가 발생할 수 있고, 사용목적 및 조건에 따라 적절한 선택이 필요함을 확인하였다.
후속연구
또한, 해당 충격파 상쇄 기법을 적용하였을 때, Ch1 위치에서 자유류 회복이 이뤄지지 않은 점, 그리고 Ch2와 Ch3에서 자유류 회복의 충격파 상쇄효과를 위해서는 정량적 확인을 통한 유동 흐름방향으로의 최소 필요길이에 대한 연구가 필요할 것으로 사료된다.
한편, 해당 실험값의 오차에 대해서는 낮은 압력범위, 센서의 민감도, 그리고 축대칭 모델로 인한 recessed-mount의 사용을 감안하였을 때, 피할 수 없는 압력섭동의 감쇄에 대한 추가 연구가 필요할 것으로 판단된다.
해당 연구내용은 국내 우주발사체 임무 관련 독자적인 기술력 확보에 관심이 커짐에 따라 동반될 것으로 예상되는, 지상시험장비를 통한 독자적인 공력특성 데이터베이스 구축 및 확보에 대한 기초연구로써 도움 될 것으로 기대된다.
향후, 추진기관을 포함한 추력기 시스템을 사용하여 목표 고공환경에서의 유동흐름과 유동간의 간섭에 대한 연구가 진행될 예정이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
국내 우주발사체 독자적 개발에 필요한 것은 무엇인가?
본 연구는, 국내 우주발사체 독자적 개발에 필요한 고공환경모사 기법, 그리고 축소된 발사체시험모델 측면의 자유류 회복을 위한 충격파 상쇄 기법 구축 및 검증을 위해 수행되었다. 실제 발사체의 경우 긴 동체의 형상으로 인해 선두부(forebody)(Fig.
해외 선진연구기관에서 수행된, 추진기관을 포함한 고공환경모사의 실험적 연구에는 무엇이 있는가?
추진기관을 포함한 고공환경모사의 실험적 연구는 미국과 독일 등 해외 선진연구기관에서 수행된 바 있지만, 국가안보와 연결되어있기에 관련 데이터를 얻을 수 없는 실정이다[1-4]. Stephan 등은 ludwieg tube를 사용해 Ariane-5의 Vulcain-2 로켓 노즐 플룸(헬륨 및 공기 이용)을 해석하였고, 고도 51 km에서의 고공환경모사 실험과 노즐 후류의 비정상 유동특성의 실험적 연구를 수행하였다[1-2]. Nallasamy 등은 초음속 풍동장비를 사용하여 multi-노즐 플룸의 다양한 후류 지점에서 측정된 압력 및 열 유량 결과와 전산해석결과와의 비교 및 검증을 통해 특성연구를 수행하였다[3]. Saile 등은 Ariane-5의 로켓 노즐 플룸(공기)해석, 그리고 마하수 6을 돌파하는 고도 50 km 환경을 모사하여 노즐 후류의 비정상유동 특성연구를 수행하였다[4].
우주발사체 고공환경모사의 실험적 연구가 선행되는 것이 중요한 이유는 무엇인가?
우주발사체의 성공적 발사와 임무완수, 그리고 비용 절감을 위해서는 우주발사체 고공환경모사의 실험적 연구가 선행되는 것이 중요하다. 추진기관을 포함한 고공환경모사의 실험적 연구는 미국과 독일 등 해외 선진연구기관에서 수행된 바 있지만, 국가안보와 연결되어있기에 관련 데이터를 얻을 수 없는 실정이다[1-4].
참고문헌 (16)
Stephan, S., Radespiel, R., and Muller-Eigner, R., "Jet Simulation Facility using the Ludwieg Tube Principle," 5th European Conference for Aeronautics and Space Sciences(EUCASS), 2013.
Stephan, S., Wu, J., and Radespiel, R., "Propulsive Jet Influence on Generic Launcher Base Flow," CEAS Space J., Vol.7, No. 4, 2015, pp.453-473.
Nallasamy, R., Kandula, M., Duncil, L., and Schallhorn, P., "Numerical Simulation of the Base Flow and Heat Transfer Characteristics of a Four-Nozzle Clustered Rocket Engine," 40th Thermophysics Conference, AIAA 2008-4128, 2008.
Saile, D., and Gulhan, A., "Plume-Induced Effects on the Near-Wake Region of a Generic Space Launcher Geometry," 32nd AIAA Applied Aerodynamics Conference, AIAA 2014-3137, 2014.
Lee, J. H., Ok, Honam, Kim, Y., and Kim, I., "A Numerical Analysis of Aerodynamic Characteristics and Loads for KSLV-II Configuration at the System Design Phase," Aerospace Engineering and Technology, Vol. 12, No. 1, 2013, pp.73-80.
Jeon, W., Baek, S., Park, J., and Ha, D., "Rocket Plume Analysis with DSMC Method," Journal of KSPE, Vol. 18, No. 5, 2014, pp.54-61.
Ahn, S. J., Hur, N., and Kwon, O. J., "Numerical Investigation of Plume-Induced Flow Separation for a Space Launch Vehicle," Journal Comput. Fluids Eng., Vol. 18, No. 2, 2013, pp.66-71.
"Equations, Tables, and Charts for Compressible Flow," NACA Rept. 1135, 1953.
Gas Dynamics Calculator[online database], Univ. of Wisconsin, Wisconsin Shock Tube Lab., Madison, WI, http://silver.neep.wisc.edu/-shock/tools/gdcalc.html [retrieved 28 Oct. 2016]
Park, G., "Hypervelocity Aerothermodynamics of Blunt Bodies Including Real Gas Effects," Ph.D. Thesis, Univ. of New South Wales, Canberra, Australia, 2010.
Fay, J. A., and Riddell, F. R., "Theory of Stagnation Point Heat Transfer in Dissociated Air," Journal of the Aerospace Sciences, Vol. 25, No. 2, 1958, pp.73-85.
Compressible Aerodynamics Calculator, http://www.dept.aoe.vt.edu/-devenpor/aoe3114/calc.html, Javascript by William J. Devenport, Department of Aerospace and Ocean Engineering, Virginia Tech, retrieved on October 11, 2017.
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