[논문]CFD를 이용한 액체로켓엔진 고고도 모사용 2차목 초음속 디퓨져 특성 해석

문윤완; 이은석

CFD를 이용한 액체로켓엔진 고고도 모사용 2차목 초음속 디퓨져 특성 해석
Analysis of Characteristics of Second Throat Exhaust Diffuser for Simulating High-Altitude of Liquid Rocket Engine by Using Computational Fluid Dynamics 원문보기

문윤완 (한국항공우주연구원 엔진팀) , 이은석 (한국항공우주연구원 엔진팀)

본 연구에서는 고고도 모사용 2차목 초음속 디퓨져의 특성을 알아보았고 작동 원리를 고찰하였다. STED의 경우 원통형 디퓨져보다 효율적으로 진공환경을 모사할 수 있는 것으로 알려져 있으므로 STED를 해석하였다. STED의 경우 디퓨져의 직경이 노즐 출구보다 크므로 노즐 배기는 디퓨져의 입구에 맞게 팽창되므로 그에 따라 배압이 감소함을 알 수 있었고 최초의 충격파가 보다 강도가 낮은 경사충격파로 바뀌면서 그에 따라 압력이 회복되어 디퓨져가 작동됨을 알 수 있었다.

The characteristics of second throat exhaust diffuser were investigated by using CFD. Because the second throat exhaust diffuser(STED) is known as the effective device for simulating high-altitude circumstance more than a cylindrical supersonic diffuser STED was analyzed. The back pressure around nozzle was reduced by entrance size of STED and it was observed that the initial strong shock was the weak oblique shock along the diffuser. Therefore the static pressure at nozzle exit was recovered as the ambient pressure and the STED worked well.

* AI 자동 식별 결과로 적합하지 않은 문장이 있을 수 있으니, 이용에 유의하시기 바랍니다.

문제 정의

본 연구에서는 2차목 초음속 디퓨져를 기본개념으로 하여 기본적인 외형 설계를 수행하였고 그에 따라 전산유체역학을 적용하여 그 특성을 파악하였다.
본 연구에서는 고고도 모사를 위한 2차목 초음속 디퓨져를 CFD를 사용하여 해석을 수행하였다. 엔진 노즐에서 배출된 후류는 디퓨져의 입구만큼 팽창하여 진공실의 배압을 감소시킴을 볼 수 있었으며, 초기의 강한 충격파가 강도가 감소하면서 경사충격파를 형성해 동압이 감소하고 정압이 증가해 외기의 압력으로 회복하는 것을 볼 수 있었다.

대상 데이터

778을 사용하였다. 2차목 길이는 STED 직경 대비 약 7을 사용하였다.
계산 조건은 확대비 45인 노즐을 사용하였고 STED의 입구 대 노즐목 비 A_ej/A_t=54, STED 2차목 대 입구비 A_2t/A_ej=0.778을 사용하였다. 2차목 길이는 STED 직경 대비 약 7을 사용하였다.
고고도 2차목 초음속 디퓨져의 2차원 초음속 난류 유동장을 해석하기 위해 RANS기반의 Fluent를 사용하였고 유한체적법과 Roe-FDS를 사용하였으며 난류모델은 표준 k-ε모델에 저속 유동을 고려한 enhanced wall treatment를 사용하였다[1]. 작동유체는 연소압 60bar, 혼합비 2.45에서 LOX-Kerosene의 추진제 조합으로 CEA에서 계산된 노즐 출구에서의 조성을 사용하였다.

이론/모형

고고도 2차목 초음속 디퓨져의 2차원 초음속 난류 유동장을 해석하기 위해 RANS기반의 Fluent를 사용하였고 유한체적법과 Roe-FDS를 사용하였으며 난류모델은 표준 k-ε모델에 저속 유동을 고려한 enhanced wall treatment를 사용하였다[1].

성능/효과

본 연구에서는 고고도 모사를 위한 2차목 초음속 디퓨져를 CFD를 사용하여 해석을 수행하였다. 엔진 노즐에서 배출된 후류는 디퓨져의 입구만큼 팽창하여 진공실의 배압을 감소시킴을 볼 수 있었으며, 초기의 강한 충격파가 강도가 감소하면서 경사충격파를 형성해 동압이 감소하고 정압이 증가해 외기의 압력으로 회복하는 것을 볼 수 있었다.

후속연구

이는 노즐의 출구 조건을 디퓨져의 입구와 같게 확대비가 변경되는 효과를 나타내어서 진공실의 배압은 감소하게 된다. 본 계산에서 진공실의 배압은 약 0.018bar로 계산되었으나, 이는 시간 개념이 없는 정상상태 계산으로서 추후 천이계산으로 검증하여야 할 것이다. 마하수의 분포는 디퓨져의 형상에 맞게 감소하여 2차목에 의해 감속하며 그에 따라 차츰 강도가 낮은 경사 충격파로 변환되어 외기의 압력과 동일한 수준으로 압력이 회복되는 것을 보여 주고 있다.

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