연소가스 물성을 이용한 이차목 디퓨저의 압력비와 램 구조물 형상에 따른 성능 특성에 대한 수치적 연구

1. 서 론

극초음속 공기흡입 추진기관은 고고도 비행 조건에서, 일반적인 터보제트 추진기관과 달리 압축기를 이용하지 않고 연소기로 유입되는 공기를 압축해야 하기 때문에 압축성 유체인 공기의 성질을 이용한 램 압축 방식을 사용해야 한다. 따라서 극초음속 공기흡입 추진기관이 요구되는 비행 조건에서 설계 목표에 만족하는 성능을 구현하는지를 반드시 확인해야 한다. 그러나 실제 비행 시험에 따른 비용이 많이 소요되기 때문에, 이러한 성능 검증을 위해서는 지상에서 비행 환경에 가까운 조건을 인위적으로 형성하여, 실험 비용과 개발 기간을 단축하는 과정이 필요하다. 따라서 비행환경을 모사할 수 있는 지상용 시험설비 구축을 위한 기본적인 데이터 확보가 매우 필수적이다. 국내에서는 국방과학연구소에서 소형 직접 연결식 시험장치를 설계하여 액체 램제트의 연소 현상에 관한 연구를 수행하였고, 한국항공우주연구원에서는 SeTF(scramjet engine test facility) 설비를 구축하여, 초음속 엔진의 특성 파악을 위한 연구가 수행되었다. 국내 대학에서는 충격파 풍동을 이용하여 램 구조물에 의해 발생한 충격파의 영향 등에 관한 연구와 아크 히터를 장착한 플라즈마 풍동을 이용해 램 구조물을 삽입하여 전체 엔탈피와 평균 온도를 확인하는 연구가 진행되었지만, 고도 모사에 관한 연구는 거의 수행되지 않았다[1-4]. 국외에서 초음속 엔진에 대한 연구가 활발히 수행되고 있지만, 기술이 공개되지 않고 있는 실정이다.

지상 시험 시에 시험설비가 구동될 수 있는 환경을 조성하고, 배기 가스를 원활히 배출하기 위한 설비로 주로 초음속 디퓨저, 이젝터, 진공 펌프 등이 사용된다. 초음속 디퓨저는 노즐에서 나오는 유동의 모멘텀에 의해 노즐 주위의 유체를 흡입하여 별도의 장치없이 고고도를 모사하는 방식이다[5]. 초음속 디퓨저는 노즐이 작동한 후에 고고도를 모사하는 방식이기 때문에 노즐의 초기 시동 특성을 확인할 수 없다. 반면, 이젝터는 디퓨저 후단에서 작동하여 노즐 작동 전에 디퓨저 내부의 압력을 낮춰주는 역할을 한다.

본 연구에서는 로켓엔진의 고고도 모사에 사용되는 초음속 디퓨저를 적용하여, 램구조물 주변에 목표 고도인 20 ~ 40 km의 고고도 환경을 모사하고 구조물 형상 및 작동 조건에 따른 특성을 확인하고자 한다.

2. 해석 대상

본 연구에서는 메탄, 액체 산소, 공기의 연소가스를 이용하여 램 구조물의 각도, BR (=A_cone/A_n×100%)에 따른 성능특성에 대한 연구를 수행하였다. 수치해석에 사용된 이차목 디퓨저의 형상과 상세 치수는 Fig. 1과 Table 1에 나타내었으며, Fig. 2와 같이 영역을 만들어 진공실 압력을 모니터링하였다. 램 구조물은 노즐 출구에 위치해 있으며, 램 구조물의 형상은 반각 15°, BR 15%를 기본형으로 설정하였다.

Fig. 1

Schematic of Second Throat Exhaust Diffuser (STED).

Table 1.

Specification of STED.

Fig. 2

Zone of monitoring pressure in STED for ramjet.

화학반응을 고려하여 수치해석을 진행하는 것은 많은 시간이 소요된다. 이를 간략하게 하기 위해 작동 유체를 반응 후의 화학적 평형을 유지하는 연소가스로 가정하였다[6]. 연소가스 물성치는 화학 평형 해석 코드인 NASA CEA code를 이용하여 계산하였고[7], 계산 결과는 Table 2에 나타내었다.

Table 2.

Property of burnt gas.

수치해석 프로그램으로는 FLUENT v.14[9]를 사용하였고, 난류모델은 선행연구를 바탕으로 SST k-ω를 사용하였다[8]. 차분화 scheme은 2^nd order upwind scheme을 사용하였으며, 경계조건으로는 입구의 압력, 온도를 30 bar, 2000 K으로 설정하였고, 출구 조건은 각 배압에 대해 CEA를 통해 계산을 하였을 때, Fig. 3과 같이 모든 배압 조건에서 출구 온도가 약 1987 K이였다. 이를 토대로 하여 출구 온도는 1987 K으로 설정하였다. 또한, 원통형의 디퓨저를 3-D로 계산하면 시간이 많이 소요되므로, 해석의 간략화를 위해 2차원 축대칭으로 해석을 진행하였다.

Fig. 3

Diffuser exit temperature for back pressure.

격자 수를 5만 개, 10만 개, 20만 개로 하여 격자의존성 테스트를 수행한 결과, 10만 개 이상에서 결과가 동일하여, 격자수 약 10만 개로 설정하여 해석을 수행하였다.

3. 해석 결과

3.1 PR에 따른 성능 특성

기본형 램 구조물에 대해 다양한 PR(=P₀/P_a)에 대해 해석을 진행하여 본 연구에 사용된 디퓨저의 시동점을 파악하였다. 아래의 Fig. 4는 디퓨저 내부의 압력, 마하 수, 온도 분포를 나타내었고, Fig. 5~6는 노즐 출구에서부터 디퓨저 출구까지의 wall pressure, wall temperature를 나타내었다.

Fig. 4

Contour of diffuser for PR 75.

Fig. 5

Wall pressure for PR.

Fig. 6

Wall temperature for PR.

PR 36에서는 노즐 유동이 디퓨저 벽면을 채우지 못하였고, 이로 인해 디퓨저 벽면 부분이 외기의 영향을 받아 높은 벽면 압력, 벽면 온도를 모사하였다. PR 36의 경우와 달리 PR 37에서는 초음속 유동이 디퓨저 입구부에서 벽면까지 부분적으로나마 채워져 노즐 출구 근처에서의 아음속 유동장이 외기와 차단되어 그 영향이 미치지 않으므로 시동되었다고 판단된다. 그러나 PR이 충분하지 않아서 디퓨저 입구부에서 박리가 발생하여 벽면 압력, 벽면 온도가 상승하였고, 램 구조물 뒤쪽으로 큰 재순환 영역이 발생하였다. 작동 조건인 PR 75는 PR이 커지면서 강한 모멘텀에 의해 램 구조물 뒤쪽의 재순환 영역이 작아지고, 또한, 벽면에서의 박리점이 뒤로 밀려나고, 이차목에서 안정적으로 압력이 회복되었다. 디퓨저의 특성 상, PR이 커짐에 따라 압력이 서서히 낮아지다가, 일단 디퓨저가 시동이 되면 거의 동일한 진공실 압력을 모사한다는 선행연구 결과를 Fig. 7에서 검증하였다.

Fig. 7

Vacuum pressure for PR.

3.2 각도에 따른 성능 특성

램 구조물의 각도 변화에 따른 유동 특성을 파악하기 위해 BR을 15%, PR을 75로 고정하고 해석을 진행하였다. Fig. 8은 각도에 따른 디퓨저의 압력, 마하수, 온도 컨투어를 나타내었고, Fig. 9~10은 디퓨저의 벽면 압력과 벽면 온도를 나타내었다.

Fig. 8

Contour of diffuser with cone angle.

Fig. 9

Wall pressure for cone angle.

15°는 다른 케이스에 비해 경사충격파가 상대적으로 약하게 발생하여 유동의 모멘텀이 많이 감소되지 않아 진공실로부터 유동의 유입(entrainment)이 잘 되어 0.013 bar, 1804 K의 진공실 압력, 온도를 모사하고, 노즐 출구 유동이 바로 디퓨저 벽면까지 채워진다. 반면, 30°나 45°는 경사충격파가 강하게 발생하여 유동의 모멘텀이 많이 감소하고, 이에 따라 모멘텀이 부족하여 각각 0.044 bar 1856 K 그리고 0.054 bar, 1865 K의 진공실 압력, 온도를 모사하고, 초음속 유동이 경사충격파 이후에 디퓨저 벽면까지 채워진다.

Fig. 9~10에서 램 구조물의 각도가 커질수록 이차목에서의 박리점이 뒤로 밀린다. 이는 램 구조물에서 발생하는 경사충격파가 각도가 커질수록 강하게 발생하여 그에 따라 압력이 더 많이 회복되고 디퓨저 출구압력과의 차이가 줄어들어 박리가 뒤로 밀리게 되는 것으로 보인다.

Fig. 10

Wall temperature for cone angle.

3.3 시동점에서의 각도와 BR에 따른 성능 특성

본 연구에 사용된 디퓨저가 PR 36과 37 사이에서 시동되였다. 이를 토대로 하여 다양한 각도와 BR에 따라 PR 37에서의 시동 여부를 확인하였다. Fig. 11는 각 BR에 대해 각도에 따른 진공실 압력을 나타내고, Fig. 12은 각 반각에 대해 BR에 따른 진공실 압력을 나타낸다. Fig. 11, 12에서 보면 BR 10%는 매우 높은 진공실 압력을 모사하고, Fig. 13에 도시된 것과 같이 램 구조물이 없는 케이스에도 마찬가지로 높은 압력을 모사한다. 이는 램 구조물이 작아 유로가 충분히 축소되지 않고, 이로 인하여 디퓨저가 시동이 되지 않은 것으로 판단된다.

Fig. 11

Vacuum pressure with cone angle.

Fig. 12

Vacuum pressure with BR.

Fig. 13

Contour of diffuser except shock cone.

각도에 대하여 비교하였을 때, 20° 이상일 때부터 진공실 압력이 상승하였고, 25° 이상부터 목표 고도를 벗어난 압력을 모사하였다. Fig. 14은 램 구조물 각도 40°, BR 40%에 대한 해석 결과를 나타내었다. 40° 이상에서는 모멘텀 손실이 커져 노즐 내부에서 박리가 발생하고, 진공실 압력이 높게 모사되었다.

Fig. 14

Contour of diffuser for angle 40°, BR 40%.

4. 결 론

본 연구에서는 램 구조물의 형상에 따른 디퓨저의 내부 유동 특성을 파악하였다. 램 구조물 각도가 커짐에 따라 램 구조물에 의해 강한 충격파가 발생하여 모사할 수 있는 고도가 낮아졌고, 이 경사충격파에 의해 압력이 많이 회복되면서 디퓨저 출구와 압력 차이가 감소하여 이차목에서의 압력 회복 지점이 뒤로 밀렸다. 램 구조물 각도가 커짐에 따라 발생하는 램 구조물에서의 강한 경사충격파와 디퓨저 내부의 수직 충격파 등으로 인하여 디퓨저에 안 좋은 영향을 줄 것으로 보인다.

본 연구에 사용된 기본형 램 구조물을 사용한 디퓨저의 시동점이라고 판단되는 PR 37에서 다양한 각도와 BR에 대해 해석하였을 때, 20°에서는 진공실 압력이 상승하긴 하지만, 목표 고도를 모사하기에 BR 15~40%, 각도 5~20°가 최적의 형상으로 보인다.

Acknowledgments

본 연구는 국방과학연구소 초고속 공기 흡입 엔진 특화연구실의 연구 지원과 2016년도 정부(교육부)의 재원으로 한국연구재단의 지원을 받아 수행된 기초연구사업(NO. 2016M1A3A3A02017979)이며, 이에 감사드립니다.

References

• Lee, Y. J., Kang, S. H., Oh, J. H., and Yang, S. S., "Development of the Scramjet engine Test Facility(SeTF) in Korea Aerospace Research Institute", Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, 14(3), p69-78, (2010).
• Sung, H. G., Kim, I. S., Lee, K. J., Kim, K. M., and Lee, D. H., "Design Method and Preliminary Data Analysis of Subscale Direct-Connect Test facility for Liquid Ramjet Combustor (Ⅰ)", 20th KSPE Spring Conference, Andong, Korea, p59-63, May), (2003.
• Lee, H. J., Lee, B. J., Kim, S. H., and Jeung, I. S., "Design/Construction and Performance Test of Hypersonic Shock Tunnel : Part Ⅱ : Construction and Performance Test of Hypersonic Shock Tunnel", Journal of the Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, 36(4), p328-336, (2008).
• Kim, M. H., Lee, M. Y., Kim, J. S., Choi, C. H., Seo, J. H, Moon, S. Y., and Hong, B. G., "Experimental Analysis of a Supersonic Plasma Wind Tunnel Using a Segmented Arc Heater with the Power Level of 0.4MW", Journal of the Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, 41(9), p700-707, (2013). [https://doi.org/10.5139/jksas.2013.41.9.700]
• Sung, H. G., Yeom, H. W., Yoon, S. K., Kim, S. J., and Kim, J. G., "Investigation of Rocket Exhaust Diffusers for Altitude Simulation", Journal of Propulsion and Power, 26(2), p240-247, (2010). [https://doi.org/10.2514/1.46226]
• Kang, S. I., and Huh, H. I., "A CFD Study for Rocket Exhaust Flow Using Single Species, Unreacted Flow Model", Aerospace Engineering and Technology, 11(1), p126-134, (2012).
• Gordon, S., and Mcbridge, B. J., "Computer program for calculation of complex chemical equilibrium compositions and applications", NASA RP-1311, (1996).
• Y. Bartosiewicz, Zine Aidoun, P. Desevaux, and Yves Mercadier, "Numerical and experimental investigations on supersonic ejectors", International Journal of Heat and Fluid Flow, 26(1), p56-70, (2005). [https://doi.org/10.1016/j.ijheatfluidflow.2004.07.003]
• Ansys V14, “Fluent User's Guide“, ANSYS, Inc., Canonsburg, P.A., U.S.A., (2011).