발간 현황

P. J. Finley[1]는 모델의 직경을 50.8 mm로 하였고, 노즐 출구의 직경을 다양하게 하여 노즐 직경비(d_m/d_j)에 대한 모델을 제작하였다. 또한 출구 마하수(M_j), 공기 분사장치 모델 선두부의 가로/세로비를 모델의 변수로 선정하였다. 본 연구에서 활용한 공기 분사장치 모델은 Fig. 2와 같이 설계 제작하였으며, 선행연구와의 비교를 위해 노즐 직경비(dm/ dj)를 7.6으로 선정하였다.

Fig. 2 
Counterflow air jet model.

모델의 직경은 자유유동을 형성하기 위한 오픈제트의 노즐 출구 직경 20 mm를 고려하여 모델의 직경을 16 mm로 축소하였다. 선두부의 형상은 가로/세로비 1인 반구형이며, 노즐 출구 마하수(M_j)는 1인 노즐을 설계, 제작하였다.

공기 분사장치의 실험 연구를 수행하기 위해서는 분사장치의 선두부에서 초음속의 자유유동 조건이 형성되어야 한다. 본 연구에서는 출구 직경 20 mm의 노즐을 적용한 오픈제트 장치를 통해 초음속 환경을 모사하였다. 오픈제트 장치는 출구 마하수 1.47을 갖는 노즐이며, 노즐 출구로부터의 거리 약 19 mm에서 마하디스크를 형성시킨다. 선행 연구를 통해 노즐 출구로부터의 거리에 따른 조건을 피토관과 쐐기를 통해 관찰하였고, 이를 바탕으로 마하디스크 형성 이전에 마하수 2.5를 모사하는 거리 14 mm를 시험 영역으로 선정하였다[6]. Table 1은 오픈제트 장치의 작동 조건을 정리하였다.

자유유동에서 역으로 분사되는 공기제트의 유동 가시화를 위해 구성한 장치의 모식도는 Fig. 3과 같다. 가시화 장치는 Phantom Miro C110 고속카메라와 Cyclops-LED 120 W를 광원으로 구성하였다. 또한 평면거울을 이용하여 오목 거울의 초점거리를 위한 시험 공간을 확보하였다.

Fig. 3 
Schlieren visualization test stand.

시험 장치는 Fig. 4와 같이 오픈제트를 이용하여 자유유동을 모사하고, 선정한 거리 14 mm에 공기 분사 장치를 구성하였다. 공기 공급은 분사장치의 분사 방향과 일치시키기 위해 후반부에 공급 라인을 연결하였다. 공기 분사장치를 이용한 정량적인 항력 감소 효과를 관찰하기 위해 TCN-1K 토크센서를 이용하였으며, 1 kg의 추를 이용한 교정을 통해 측정 범위에서 약 1~2%의 오차가 나타나는 것을 확인하였다. 또한 오픈제트의 챔버 압력과 공기 분사장치의 공급 압력을 확인하기 위해 약 0.5%의 정밀도를 갖는 PTBC0030BAPA 압력 센서를 설치하였다. 실험 데이터는 LabView 프로그램을 통해 항력 감소 효과와 압력 수치를 확인하였다. 구성한 시험 장치에서 시험 장치로 인한 측정 불확도는 1.53%의 값을 가진다.

Fig. 4 
Test stand for fundamental tests.

공기 분사 모델의 분사 압력 조건에 따른 유동의 형태와 항력 감소 효과를 관찰하기 위해서는 압력비에 대한 조건 선정이 필요하다. 압력비는 오픈제트를 이용한 자유유동의 전압력에 분사 제트의 전압력 비(p_0j/p_0∞)와 자유 정체점 기준압력에 분사 제트의 전압력 비(p_0j/p_0f)가 있다. 본 연구에서는 선행연구와의 비교를 위해 공기 분사 압력에 따른 2가지의 압력비를 이용하여 시험 조건을 정리하였다. 자유유동 압력에 분사 제트의 전압력 비(p_0j/p_0∞)는 오픈제트의 챔버 압력을 자유유동 전압력(p_0∞)으로 가정하여 공기 분사 모델의 분사 압력에 따라 압력비를 결정할 수 있으며, 자유 정체점 기준 압력에 분사 제트의 전압력 비(p_0j/p_0f)는 Eq. 1-6으로부터 결정할 수 있다[9].

비행체의 선부두에서 발생하는 Fig. 1에 궁형충격파의 가장자리 부분은 수직 충격파로 가정할 수 있다. 수직 충격파의 상류와 하류 각각에서 전압과 정압의 비는 등엔트로피 관계식에 의해 Eq. 1과 Eq. 2와 같이 나타낼 수 있다.

Eq. 3은 수직 충격파 하류의 마하수이며, 수직 충격파의 상류와 하류의 정압 비는 Eq. 4와 같이 나타낼 수 있다.

Eq. 3을 Eq. 2에 대입하고, Eq. 4를 이용하여 Eq. 5를 유도할 수 있으며, Eq. 1과 Eq. 5를 이용하여 수직 충격파의 상류와 하류에서의 전압 비를 통해 자유 정체점의 기준 압력을 Eq. 6으로 예측할 수 있다.

실험 연구를 위해 구성한 오픈제트의 자유유동 마하수(M_∞) 2.54와 자유유동의 압력(p_0∞) 4 bara 조건에서 Eq. 6을 이용하면 자유 정체점 기준압력(p_0f)는 1.93으로 계산된다. 이를 바탕으로 자유 정체점 기준압력에 분사 제트의 전압력 비(p_0j/p_0f)를 분사되는 제트의 전압력(p_0j)에 따라 Fig. 5에 정리하였으며, 기초 시험 장치에서 공기 분사 모델의 최대 분사 압력인 8 bara 이하의 조건을 시험 가능 영역으로 나타내었다.

Fig. 5 
Jet stream pressures and testing condition.

P.J. Finley[1]가 수행한 연구에서 구성한 기초 시험 장치의 시험 가능 영역에 해당하는 압력비(p_0j/p_0f) 조건을 시험 조건으로 선정하였으며, 분사되는 제트의 전압력(p_0j)의 조절이 용이하도록 소숫점 첫째자리로 분사 조건을 단순화 하였다. 또한 기초 시험 연구로서 공급 가능한 0~8 bara 조건에서 1 bara 단위로 시험 조건을 추가하였고, 유동의 형태가 변하는 구간에서의 공급 압력 조건을 추가 선정하였다.

실험 방법은 Table 2의 정리된 분사 제트의 전압력(p_0j) 범위에서 유동 형태와 항력 변화를 관찰하였으며, 오픈제트를 통한 자유유동 형성 후 제트 분사의 순서로 시험을 수행하였다.

선정한 분사 제트의 전압력(p_0j)에 따라 수행한 자유유동에서의 공기 분사 제트 유동 형태는 Fig. 7에 정리하였다. Fig. 7(a)는 공기 제트 분사 없이 오픈 제트만 작동한 기준 형상이며, 제트 분사는 0.60~0.65 압력비(p_0j/p_0∞) 범위에서부터 외부로 제트 분사가 가능함을 Fig. 7(c)와 Fig. 7(d)를 통해 확인하였다. 압력비(p_0j/p_0∞) 1.58 이전의 조건에서는 유동의 형태가 불안정한 비정상 상태의 유동이 형성되며, 제트 분사 압력이 높을수록 모델의 선두부에 작용하는 충격파가 노즐 출구로부터 멀어지게 된다. Fig. 7(i)의 압력비(p_0j/p_0∞) 1.58 조건에서부터 정상 상태의 유동 형상이 나타나기 시작했으며, Fig. 7(j)의 압력비(p_0j/p_0∞) 1.70 조건에서는 완전한 정상 상태의 유동이 형성되었다. 압력비(p_0j/p_0∞) 1.70 이상에서는 유동이 정상 상태를 유지하면서 충격파 내부의 형태가 변하는 것을 관찰하였다.

Fig. 6 
Flow characteristic length.

Fig. 7 
Flow visualization with pressure ratio p_0j/p_0∞ (Shutter speed : 6 ㎲ , F 2.8, 320x320 at 2500 fps).

유동 형태의 분석을 위한 유동 특성 길이 측정은 유동의 형태가 안정적인 제트 분사 압력비(p_0j/p_0∞) 1.70 이상의 정상 상태 조건에서 수행되었다. 유동 특성 길이는 모델 선두부의 제트 출구로부터 제트 분사로 인해 형성되는 충격파까지의 거리(l_s)와 자유 정체점까지의 거리(l_f)로 Fig. 6과 같이 선정하였으며, 가시화된 유동 형상을 통해 측정하였다. 선행연구와의 비교를 위해 Eq. 7~9로부터 계산된 제트 유동력 계수(C_F)를 이용하여 Fig. 8과 Fig. 9에 유동 특성 길이를 각각 정리하였다[1]. 제트 유동력(F_j)은 Eq. 7을 통해 예측할 수 있으며, 분사 제트의 유량(w_j), 속도(v_j), 압력(p_0j)과 공기 분사 모델의 노즐 목 직경(d_j)로 정의된다. 분사 제트의 유량(w_j)은 Eq. 8로 계산이 가능하며, 제트의 속도(v_j)는 공기 분사 모델의 출구 마하수 1에 해당하는 속도로 가정하였다. 제트 분사 압력(P_0j)에 따라 결정된 제트 유동력(F_j)으로 Eq. 9를 통해 제트 유동력 계수(C_F)를 계산하였다.

Fig. 8 
Interface(lf), related to jet flow force coefficient.

Fig. 9 
Jet shock(ls), related to jet flow force coefficient.

P. J. Finley[1]는 실험 결과를 통해 공기 분사 모델의 출구로부터 제트 분사로 형성된 충격파까지의 거리(l_s)를 Eq. 10과 같이 식으로 나타냈으며, Fig. 9를 통해 실험 결과와 비교하였다.

공기 분사 모델의 유동 가시화 결과를 통해 측정한 Fig. 8의 공기 분사 모델 출구로부터 자유 정체점까지의 거리(l_f/d_m)는 선행 연구의 결과보다 약 5%의 오차 범위를 가졌으며, Fig. 9의 제트 분사로 형성된 충격파까지의 거리(l_s/d_m)는 최대 19%의 오차가 나타났다. 이는 공기 분사 모델의 직경을 선행연구와 달리 축소하면서 분사되는 유량이 감소하였으며, 자유유동이 모델을 충분히 커버하지 못하여 발생한 것으로 판단하였다. 본 연구에서는 유동의 형태가 비교적 안정적인 정상 상태 영역에서 측정이 수행되었으며, 분사되는 유량과 시험되는 압력비(p_0j/p_0∞) 범위를 증가시키면 더 많은 데이터를 비교할 수 있을 것으로 판단된다.

공기 분사 실험을 통한 항력 측정 결과는 외부로 제트 분사가 가능한 조건에서부터 자유유동 전압력에 분사 제트의 전압력 비(p_0j/p_0∞)로 Fig. 10에 나타내었다. 항력 측정 결과는 공기 제트 분사 후 1초 동안 유지되는 결과의 평균값과 반복 시험을 통해 정리하였다. 분사 제트의 전압력(p_0j)을 높일수록 비행체 선두부에 작용하는 항력이 감소하였고, 정상 상태의 유동이 나타나기 시작하는 Fig. 7(i)의 분사 제트 전압력(p_0j) 6.3 bara에 해당하는 압력비(p_0j/p_0∞) 1.58에서 항력 감소 효과가 11%로 가장 크게 나타났다. 이후 Fig. 7(j)의 압력비(p_0j/p_0∞) 1.70까지 유동의 형태가 변하는 구간에서 항력 감소 효과가 소폭 감소하였으며, 압력비(p_0j/p_0∞) 1.70 이상의 정상 상태 유동에서는 변화가 미미하였다. 압력비(p_0j/p_0∞) 조건에 따른 항력 감소 효과의 변화는 Fig. 7의 가시화 결과와 같이 비정상 상태의 유동에서 압력비가 증가함에 따라 분사 제트로 인해 비행체 선두부에 발생하는 충격파의 거리가 공기 분사 모델의 선두부로부터 멀어지게 되고, 정상 상태의 유동에서는 유동이 비교적 안정화되면서 모델의 선두부로부터 충격파까지의 거리가 다시 짧아지게 되어 모델 표면에서의 항력 감소 효과가 소폭 감소하는 것으로 판단하였다. 기초 실험 결과, 자유유동에 제트 분사 전압력의 비(p_0j/p_0∞)에 따른 항력 감소 경향은 J. S. Shang[3]의 연구 결과와 유사하게 나타났으며, 비정상 상태의 유동이 정상 상태로 변하는 압력비(p_0j/p_0∞)는 1.58 ~ 1.70 구간으로 J. S. Shang의 압력비(p_0j/p_0∞) 1.00 ~ 1.40의 결과와 다르게 나타났다. 이는 유동 특성 길이 결과와 마찬가지로 실험을 위해 공기 분사 모델의 크기를 축소하면서 분사 유량이 작아지고, 자유유동이 시험 모델을 충분히 커버하지 못하여 발생한 것으로 판단하였다. 또한 자유유동의 조건이 극초음속에 조건에서 수행한 J. S. Shang의 연구와 달리 본 연구에서는 초음속 영역에서 수행되어 항력 감소 효과의 차이가 나타난 것으로 판단하였다.

Fig. 10 
Drag measurement using air jets.