[논문]통합 수치해석기법으로 램제트의 가속과 순항 비행시 추진체의 성능연구

염효원; 김선경; 성홍계; 길현용; 윤현걸

통합 수치해석기법으로 램제트의 가속과 순항 비행시 추진체의 성능연구
Ramjet Propulsion Performance for Acceleration and Cruise using a Unified Numerical Analysis 원문보기

염효원 (한국항공대학교 항공우주 및 기계공학부) , 김선경 (한국항공대학교 항공우주 및 기계공학부) , 성홍계 (한국항공대학교 항공우주 및 기계공학부) , 길현용 (국방과학연구소 1본부 5부) , 윤현걸 (국방과학연구소 1본부 5부)

램제트 추진체의 성능연구를 위하여 램제트 전 영역, 즉 흡입구에서부터 연소실과 노즐까지 통합하여 연소수치해석을 수행하였다. 램제트가 작동 시작하여 비행체가 상승하는 가속모드(Acceleration mode)와 고고도에서의 순항모드(Cruise mode)를 설정 하였으며, 각 모드에 대하여 분사되는 연료의 당량비 변화를 고려하였다. 각 모드에서 추진체 전 영역의 압력 분포, 흡입구의 종말충격파의 위치, 연소실에서의 온도분포, 노즐출구에서의 연료분포를 분석하였다.

A unified numerical analysis including combustion was conducted in order to study on performance of ramjet propulsion. The geometry of concern includes the entire flow path of a ramjet extending from intake to exhaust nozzle. Acceleration mode and cruise mode were considered in several equivalence ratios. Pressure distributions, terminal shock train range at the intake, temperature distributions in the combustors, and fuel mass fraction at the nozzle exit were investigated for each flight mode.

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사용된 격자수는 각각의 block에 138x199, 360x120, 81x80, 151x120, 42x41, 42x41, 42x40, 308x180 이다. 연료분사는 연소실 입구 보염기 (flame holder) 전방에서 Jet-A가 연소실로 분사 된다고 가정하였다. 가속모드에서 당량비 0.

제안 방법

가속모드와 순항모드의 경우에 당량비 변화에 따른 램제트 추진체의 전 영역에 대한 연소수치 해석을 수행하였다.
본 논문에서는 가속모드와 순항모드의 비행조건을 선정하였다. 각 경우에 대하여 통합적 연소수치해석을 통하여 당량비 변화에 따른 램제트 추진체의 전 영역에 대한 성능연구를 수행하였다.
따라서 초음속으로 작동하는 램제트 엔진의 안정적인 작동 이해를 위하여 가속모드와 순항모드에 대하여 흡입구에서 노즐 출구에 이르는 전 엔진의 영역을 통합적으로 해석하는 연구가 이루어져야 한다. 본 논문에서는 가속모드와 순항모드의 비행조건을 선정하였다. 각 경우에 대하여 통합적 연소수치해석을 통하여 당량비 변화에 따른 램제트 추진체의 전 영역에 대한 성능연구를 수행하였다.
흡입구와 연소실 간의 상호 간섭을 고려하기 위하여 램제트 추진체의 전 영역(흡입구에서 연소기 노즐까지)을 고려하였다. 계산 영역을 총 8개 block으로 나누었다.

대상 데이터

흡입구 외부에 2개, 흡입구 내부와 디퓨져에 각각 1개, 보염기에 3개, 연소실 및 노즐에 1개의 block을 구성하였다. 사용된 격자수는 각각의 block에 138x199, 360x120, 81x80, 151x120, 42x41, 42x41, 42x40, 308x180 이다. 연료분사는 연소실 입구 보염기 (flame holder) 전방에서 Jet-A가 연소실로 분사 된다고 가정하였다.

이론/모형

이중 시간전진기법 (Dual-time stepping method)을 적용하여, 내부 반복계산에서는 예조건화 기법을 통해 계산하고, 물리적 시간에 대하여 시간 전진하도록 하였다. 난류 연소를 위하여 선행 연구를 기반하여 eddy dissipation model 을 적용하였다[3]. 또한 효율적인 계산을 위하여 계산영역을 다중블럭으로 구성하였으며, 각 블록마다 MPI(Massage Passing Interface) 병렬 계산기법을 적용하였다.
저 레이놀즈수 k-ε 모델은 Kolmogorov의 시간 스케일을 기반으로 벽근처 댐핑을 위해 y⁺ 대신에 레이놀즈수를 이용하기 때문에 박리유동에 대한 적용성이 높다. 낮은 마하수에서 수렴가속을 위해 예조건화 기법을 적용하였으며[2]. 시간 적분을 위하여 LU-SGS (Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel) 기법을 적용하였다.
난류 연소를 위하여 선행 연구를 기반하여 eddy dissipation model 을 적용하였다[3]. 또한 효율적인 계산을 위하여 계산영역을 다중블럭으로 구성하였으며, 각 블록마다 MPI(Massage Passing Interface) 병렬 계산기법을 적용하였다.
본 연구는 Navier-Stokes 방정식의 난류 문제를 해결하기 위하여 Yang & Shih에 의해 제안된 저 레이놀즈수 k-ε 모델[1]을 사용하였다.
시간 적분을 위하여 LU-SGS (Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel) 기법을 적용하였다. 셀 경계에서 플럭스 계산을 위해 AUSMPW+ 기법을 이용하였고, 유동변수에 대한 MUSCL 외삽 기법을 이용하여 고차의 공간정확도를 갖게 하였다. 이중 시간전진기법 (Dual-time stepping method)을 적용하여, 내부 반복계산에서는 예조건화 기법을 통해 계산하고, 물리적 시간에 대하여 시간 전진하도록 하였다.
낮은 마하수에서 수렴가속을 위해 예조건화 기법을 적용하였으며[2]. 시간 적분을 위하여 LU-SGS (Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel) 기법을 적용하였다. 셀 경계에서 플럭스 계산을 위해 AUSMPW+ 기법을 이용하였고, 유동변수에 대한 MUSCL 외삽 기법을 이용하여 고차의 공간정확도를 갖게 하였다.
셀 경계에서 플럭스 계산을 위해 AUSMPW+ 기법을 이용하였고, 유동변수에 대한 MUSCL 외삽 기법을 이용하여 고차의 공간정확도를 갖게 하였다. 이중 시간전진기법 (Dual-time stepping method)을 적용하여, 내부 반복계산에서는 예조건화 기법을 통해 계산하고, 물리적 시간에 대하여 시간 전진하도록 하였다. 난류 연소를 위하여 선행 연구를 기반하여 eddy dissipation model 을 적용하였다[3].

성능/효과

가속모드의 경우 당량비 1.0과 1.1에서 연소실 압력이 유사하게 형성되었으나, 당량비 1.0에 비하여 1.1일 때 노즐 출구로 빠져나가는 미연소 연료가 증가함을 확인하였다. 순항모드의 경우 당량비 증가에 따른 종말충격파의 이동거리가 가속모드 보다 매우 커서, 당량비의 조정이 흡입구 압력 손실에 큰 영향을 미친다.

후속연구

램 제트 엔진은 흡입구와 연소실간의 물리적인 분리장치가 없기 때문에 흡입되는 공기의 상태는 연소실로 유입되는 연료/공기의 혼합과 연소에 직접적인 영향을 주며, 이는 다시 흡입구의 충격파에 영향을 미친다. 따라서 초음속으로 작동하는 램제트 엔진의 안정적인 작동 이해를 위하여 가속모드와 순항모드에 대하여 흡입구에서 노즐 출구에 이르는 전 엔진의 영역을 통합적으로 해석하는 연구가 이루어져야 한다. 본 논문에서는 가속모드와 순항모드의 비행조건을 선정하였다.

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