[논문]마하 5 스크램젯 엔진의 내부 유동 공력 시험

양인영; 이양지; 김영문; 이경재; 강상훈; 양수석

마하 5 스크램젯 엔진의 내부 유동 공력 시험
Internal Flow Aerodynamic Test of a Mach 5 Scramjet Engine 원문보기

양인영 (한국항공우주연구원 항공추진기관팀) , 이양지 (한국항공우주연구원 항공추진기관팀) , 김영문 (한국항공우주연구원 항공추진기관팀) , 이경재 (한국항공우주연구원 항공추진기관팀) , 강상훈 (한국항공우주연구원 미래로켓추진팀) , 양수석 (한국항공우주연구원 항공추진기관팀)

마하 5 스크램젯 엔진에 대하여 연소 시험에 대한 예비 시험 성격으로서 연료 분사 없이 내부 유동 공력 시험을 수행하였다. 엔진은 흡입구 크기 $70mm{\times}200mm$, 전체 길이 1.7m의 시험용 모델을 대상으로 하였다. 설비는 한국항공우주연구원이 자체 설계 개발하여 보유한 불어내기식 극초음속 시험 설비를 사용하였다. 측정은 엔진 내부 유로를 따라 19개 지점에서 압력을 측정하였다. 시험 결과 본 엔진 모델을 사용하여 설비 시동이 가능하였으며 엔진 내부는 초음속 유동이 유지됨을 확인하였다.

An internal flow aerodynamic test was performed for a Mach 5 scramjet engine. The test was done without fuel injection, as a preliminary test for the combustion test. Test engine is an engineering model with intake cross-section of $70mm{\times}200mm$ and total length of 1.7m. Test facility is a blowdown-type, high enthalpy, hypersonic facility. 19 pressures were measured through the holes on the model surface along the engine internal flow passage. It was found that the facility start is possible, and also supersonic flow is maintained inside the engine.

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문제 정의

본 논문에서는 현재 개발 중인 마하 5 엔진에 대하여 SeTF를 사용하여 내부 유동 공력 시험을 수행한 내용을 다룬다. 이 시험은 앞으로 수행할 연소 시험에 대한 예비 시험 성격으로서 연소 시험 모델에 대하여 실 비행 조건에서 점화나 연료 분사 없이 내부 유동에 대해 공력 시험을 수행한 것이다.

제안 방법

또한 연소기에는 연료 분사 노즐과 점화기가 장착된다. 그러나 이번 시험에서는 연료 분사나 점화기를 쓰지 않는 공력 시험만 수행하였다.
또한 측정한 16개의 벽압력 데이터를 통하여 격리부에서의 압력 상승, 공동 전후에서의 압력 감소, 연소기 등단면적 부분에서의 압력 감소, 연소기 확장 부분에서의 압력 감소 등을 정량적으로 평가할 수 있었다. 향후 연소 시험을 수행하면 연소 시 압력 데이터와 본 공력 시험 시의 압력 데이터를 비교함으로써 연소 유지 여부, 초음속 유동 유지 여부를 판단하고 연소의 강도를 정량화할 수 있을 것으로 판단된다.
엔진 내에는 유동 방향으로 25개의 hole을 가공하여 벽압력(wall static pressure)을 측정할 수 있도록 하였다. 본 시험에서는 이 중 19개의 압력을 측정하였고(위치는 Fig.
또한 지난 2000년부터 고성능 추진기관 성능시험 설비의 설계 및 개발에 착수하여 2002년 주요 요소 설비 구축을 시작하였고 2009년 6월 전체 시험설비를 완공하여 스크램젯 엔진 시험 설비(SeTF)로 명명하였다[1]. 이를 이용하여 스크램젯 엔진의 흡입구 성능 시험을 성공적으로 수행하였다[2].
이번 시험에서는 설비 노즐 유량 4.5 kg/s, 노즐 전압력 1.55 MPa, 노즐 전온도 최고 680 ℃, 이젝터 유량 75 kg/s, 시험부 압력 10 kPa의 조건으로 시험을 수행하였다.

대상 데이터

엔진 내에는 유동 방향으로 25개의 hole을 가공하여 벽압력(wall static pressure)을 측정할 수 있도록 하였다. 본 시험에서는 이 중 19개의 압력을 측정하였고(위치는 Fig. 3 및 Fig. 4 내 엔진 레이아웃 참조) 그 중 3개는 시험 중 압력 튜브가 파손되어 해석에서 배제하였다. 압력은 채널 당 10 kHz로 측정하였다.
시험 대상 엔진의 설계점은 비행 속도 마하 5, 비행 고도 21 km이다. 시험용 엔진 모델은 흡입구-격리부(isolator)-연소기로 구성하였으며 추력 노즐은 포함시키지 않았다.
시험 대상 엔진의 설계점은 비행 속도 마하 5, 비행 고도 21 km이다. 시험용 엔진 모델은 흡입구-격리부(isolator)-연소기로 구성하였으며 추력 노즐은 포함시키지 않았다. 형상은 Fig.
이번 시험에서는 마하 5 노즐을 사용하였으며 노즐 출구 면적은 335 × 136 mm이다.

성능/효과

(1) 1차 및 2차 경사 충격파 후단의 벽압력(Table 1에서 ib1, ib2)을 Θ-β-M 관계식[3]으로 계산한 값은 11.2 kPa, 34.9 kPa로서 측정값과 대체로 일치하였다.
(4) 공동 직후(cb6)는 공동 직전(cb1)과 비교하여 약 40 kPa 낮다. 또한 등단면적 구간(cb6~cb12)에서는 전반적으로 유동 방향을 따라 압력이 낮아진다.
공력 시험 결과 마하 5 스크램젯 엔진 연소 시험 모델을 사용하였을 때 SeTF를 시동할 수 있음을 확인하였다. 또한 설비 시동이 되었을 때 연소기 내에서 초음속 유동이 형성됨을 확인하였다.
공력 시험 결과 마하 5 스크램젯 엔진 연소 시험 모델을 사용하였을 때 SeTF를 시동할 수 있음을 확인하였다. 또한 설비 시동이 되었을 때 연소기 내에서 초음속 유동이 형성됨을 확인하였다.

후속연구

본 논문에서는 현재 개발 중인 마하 5 엔진에 대하여 SeTF를 사용하여 내부 유동 공력 시험을 수행한 내용을 다룬다. 이 시험은 앞으로 수행할 연소 시험에 대한 예비 시험 성격으로서 연소 시험 모델에 대하여 실 비행 조건에서 점화나 연료 분사 없이 내부 유동에 대해 공력 시험을 수행한 것이다.
또한 측정한 16개의 벽압력 데이터를 통하여 격리부에서의 압력 상승, 공동 전후에서의 압력 감소, 연소기 등단면적 부분에서의 압력 감소, 연소기 확장 부분에서의 압력 감소 등을 정량적으로 평가할 수 있었다. 향후 연소 시험을 수행하면 연소 시 압력 데이터와 본 공력 시험 시의 압력 데이터를 비교함으로써 연소 유지 여부, 초음속 유동 유지 여부를 판단하고 연소의 강도를 정량화할 수 있을 것으로 판단된다.

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