발간 현황

극초음속 영역에서 운용 가능한 공기흡입 추진기관인 스크램제트 엔진은 지난 60여 년간 연구되어 왔다. 1960년대 초부터 엔진의 개념, 시험 설비, 계측장비, 해석 방법 등에 관한 연구가 지속 되어 왔고 이중모드 램제트(Dual Mode Ramjet) 또는 이중모드 스크램제트(Dual Mode Scramjet), 이중연소 램제트(Dual Combustion Ramjet), 스크램제트(Scramjet), TBCC(Turbine Based Combined Cycle), RBCC(Rocket Based Combined Cycle)와 같은 운용 모드에 따른 연구와 우주발사체로 이용하기 위한 SSTO (Single-Stage-To-Orbit), TSTO(Two-Stage-To- Orbit) 개념의 연구도 진행되고 있다[1].

공식적으로 알려진 Kholod, HyFly, HiFire, X-43A, X-51A Waverider와 같은 시험용 비행체의 비행 시험 사례 외에 최근 들어 중국과 러시아에서 스크램제트 추진기관을 이용한 비행체가 개발 완료 단계에 들어갔다고 하는 언론 보도를 종종 접할 수 있으나 명확히 확인된 사실은 없다. 미국, 중국, 러시아뿐만 아니라 프랑스, 인도, 독일, 일본과 같은 항공 선진국에서도 관련 연구를 지속적으로 수행해오고 있으나 아직 구체적인 실용화 사례가 없는 것은 스크램제트 엔진 개발이 기술적으로 매우 어렵다는 사실을 말해 준다. 그 중 한 가지 좋은 예가 효율적인 초음속 연소와 안정적인 화염의 유지이다. 기체 상태의 수소 또는 열분해 된 상태의 연료를 모의하는 에틸렌을 이용한 스크램 모드에서의 자발화, 충격파의 중첩을 활용한 Radical Farming[2], 다양한 형태의 화염 안정화 장치를 이용한 보염 등의 화염 유지 연구가 진행되었으며 이중에서도 공동(Cavity)이 적용된 연소기에 관련 연구가 가장 널리 이루어지고 있다[3-5].

본 연구팀은 지난 2017년 AFRL(Air Force Research Laboratory)의 형상을 참고[6]로 공동형 화염 안정화 장치(Cavity Type Flame Holder)를 갖는 이중모드 램제트(Dual Mode Ramjet) 모델 연소기에 관한 직접연결 시험(Direct-Connected Test)을 수행하여, 안정적인 보염 특성은 확인하였으나, 연소기 외부의 후류에서 화염이 편중됨을 확인하였다[7-9]. 이러한 현상의 원인은 분사된 연료의 주유동 침투거리, 연료-공기 혼합에 필요한 시간 등으로 볼 수 있다. 혼합 시간을 늘리기 위해 흡입구 램프 분사를 적용한 연구 결과도 있으나[10], 경계층 내부 자발화에 의한 흡입구 점화 및 흡입구, 연소실 간섭 등의 이유로 이중모드 램제트 엔진에서는 적용하기 어렵다. 침투 거리 증대 면에서는 수직 분사가 가장 효과적인 방법이지만, 전압력 손실이 크고 이로 인한 엔진 효율의 저하가 발생한다는 단점이 있다. 대안으로 공력 램프와 같은 다단의 분사를 통해 전압력 손실을 줄이면서 침투 거리를 향상 시키는 방안이 있는데[10-13], 일반 공력 램프가 적용된 사례는 연료 분사 노즐에서의 분사 속도가 음속 수준이기 때문에 침투 거리 증대 면에서 한계가 있을 수밖에 없지만, 연료 유동을 초음속으로 가속 시킨다면 보다 나은 결과를 얻을 수 있을 것으로 예상된다. Jin et al.은 초음속 노즐을 이용한 연료 분사 방법을 제시하였는데[14], 본 논문에서는 이에 대한 효과를 확인하기 위하여 초음속 공력 램프 연료 분사 장치를 만들고 연료 분사 및 점화 시험을 수행하여 경사 분사 결과와 비교하였다.

Fig. 1는 공동형 화염 안정화 장치를 갖는 초음속 연소기의 내부 유로 형상이다. 시험에 사용된 초음속 연소기는 전체 엔진에서 외부 흡입구와 노즐이 제외된 격리부(Isolator)와 연소기(Combustor)의 구성이며 연소기는 공동형 화염 안정화 장치를 포함한다. 전체 길이는 1830.7 mm, 폭은 60 mm이며, 높이는 45 mm로 시작하여 격리부가 끝나는 지점까지 일정하며, 이후 2.5°각도로 증가하여 출구면에서는 90 mm가 된다. 격리부 길이는 800 mm, 연소기 길이는 1030.7 mm이다. 공동의 평균 길이는 113 mm, 깊이는 22.5 mm, 후방 경사각은 22.5°로 길이-깊이 비는 5이다.

Fig. 1 
Dimension of Test Model (unit : mm).

초음속 연소기의 직접 연결 시험에 사용된 시험 장치는 Fig. 2와 같다. 시험 장치는 압축 공기 공급 장치, 연소식 히터(Vitiated Heater), 축소확대 노즐(Convergent-Divergent Nozzle)이다. 초음속 연소기에는 연료 공급 장치(Fuel Supplier), 수소 공급 장치(Pilot Fuel), 메탄 토치 점화기(Methane Torch Igniter)가 붙어 있다. 압축공기와 메탄 연소식 히터는 공급 공기의 전압력, 전온도 조건을 만들기 위한 것이며, 축소확대 노즐은 격리부 전단 유속을 모의하는 역할을 한다. 파일럿 연료로 수소가 쓰이며, 점화원은 메탄 토치 점화기가 사용된다. 주연료는 고밀도 액체 탄화수소(C₁₀H₁₆)이며 공기 보조 연료 분사 장치를 통해 주유로(Main Stream)에 분사된다.

Fig. 2 
Test Apparatus of Direct-Connect Supersonic Combustion Test Rig.

공기 보조 연료 분사 장치의 형상은 Fig. 3과 같다. 메탄을 연소시켜 고온의 연소가스를 얻은 후 상온 고압 공기를 혼합시켜 300 ℃가 되도록 하며 여기에 액체 연료를 직경 0.7 mm의 오리피스를 통해 분사하여 액체 연료의 미립화 및 기화를 촉진시키고 동시에 주유로에 분사 시 혼합과 연소 효율 향상을 도모하였다. 시험에 사용된 경사 분사(Inclined Injector) 장치와 공력 램프 분사(Aeroramp Injector) 장치 모두 예혼합된(Pre-mixed) 연료를 분사하도록 되어 있다.

Fig. 3 
Schematic of Air Assisted Fuel Injector.

경사 분사 장치는 직경 2.5 mm의 단일 직경 분사 노즐로, 공동 시작 지점에서 100 mm 상류에 전방 3개, 후방 2개로 총 5개가 설치되었다. 앞뒤 간격 50 mm, 좌우 간격 20 mm이며, 유동면에 대해 15°후방으로 분사된다.

공력 램프 분사 장치는 축소확대 노즐이 적용되어 연료가 초음속으로 분사된다. 분사 홀은 4개로 목직경은 모두 2.8 mm이며 중심축의 유속이 마하 3이 되도록 MOC(Method Of Characteristics)방법으로 설계되었으나 출구 면적은 경사 정도에 따라 차이가 있다. Eq. 1로 정의되는 등직경(Deq, Equivalence Diameter)을 기준으로 앞뒤 간격 4Deq(22.4 mm), 좌우 간격 2Deq(11.2 mm)이다. 첫 번째 열은 중심면 방향으로 30°를 이루고 후방으로 분사면에 대해 40°의 기울기를 갖는다. 두 번째 열은 중심면 방향으로 60°를 이루고 후방으로 분사면에 대해 80°의 기울기를 갖는다. 동일 열에서 분사되는 연료는 비스듬히 서로 충돌하며 첫 번째 열의 유동과 두 번째 열의 유동도 서로 충돌하여 공력적으로 램프 형태의 유동이 만들어진다(Fig. 4). 두 연료 분사 방법 모두 연료 분사 홀의 중간 위치는 공동 상류 75 mm 지점이다(Fig. 5). 경사 분사는 분사 홀이 5개이나 공력램프 분사는 4개이므로 동일 당량비 조건 시험을 위해 연료 가압력을 조절하여 시험 하였다. 수소 인젝터의 직경은 2.0 mm, 개수는 2 개이며, 중심면에서 20 mm 간격으로 떨어져 있고, 공동 시작 지점에서 18 mm 하류에 있다. 수소는 7 MPa로 일정 압력 조건으로 공급되며, 공동 바닥면에 대해 수직으로 분사된다. 메탄 토치 점화기는 공동 시작 지점에서 51 mm 떨어져 있으며 공동바닥면에서 전방으로 87.5°로 기울어진 형태로 화염이 분사된다(Fig. 5).

Fig. 4 
Shape of Injector (unit : mm).

Fig. 5 
Position of Fuel Injector and Igniter (unit : mm).

계측에는 압력 79 채널, 온도 24 채널을 할당하였으며, 압력 69 채널은 스캐너(PSI, 98RK 200psi)를 통해 100 Hz로 계측되며 10 채널은 분기 되어 1 kHz의 고속 압력센서(Honeywell, FPG200, 200psi)로 계측된다. 상부 벽면 압력은 52 채널(고속 10 채널 포함), 하부 벽면 압력은 27 채널이다. 온도 계측은 K-type 열전대(Omega, HKMQSS-062V)를 사용하였으며, 상부 벽면 17 지점, 하부 벽면 7 지점의 온도를 계측하였다. 격리부 내부 유동 확인을 위해 Shadow 가시화법을 적용하였고, 공동 주변의 내부 유동 및 초음속 연소기 외부 유동은 캠코더(Sony, FDR-AX100)를 이용하여 30 fps로 노출을 고정하여 촬영하였다. 제어와 계측은 별도의 컴퓨터를 두었고, 계측은 제어 신호와 연동하여 저장되도록 하였다.

연소에 의한 전압력 변화를 확인하기 위하여 전압력 측정 레이크를 초음속 연소기의 내부 유로가 끝나는 지점에 설치하였다(Fig. 6). 2개의 레이크를 상하로 고정하였으며, 각 레이크에는 3개의 압력 측정 홀이 10 mm 간격으로 있다.

Fig. 6 
Rake for Total Pressure Measurement.

Fig. 7은 시간에 따른 주요 위치 및 배관의 압력, 온도 변화를 표시한 것으로 시험 진행 절차를 알 수 있다. 히터를 통해 고온, 고압의 공기를 축소확대 노즐에 흘려주면 격리부 전단에 해당하는 유동이 형성되어 초음속 연소기로 들어간다. 유동이 안정화 되면 연료를 가열하기 위한 공기를 공급하고 연료 가열 공기의 온도가 300 ℃에 도달하면 액체 연료를 흘린다. 이후 파일럿 연료인 수소를 공급하고, 연이어 토치를 작동시켜 연소기가 점화되도록 한다. 곧이어 토치와 수소가 순차적으로 차단되고 화염이 유지되는 동안 연료량을 바꾸어가며 연소시험이 진행된다. 연료가 차단되면 즉시 소화가 이루어지며, 연료 가열 공기 차단, 고온 고압 공기 차단 순으로 시험이 종료된다. 시험은 사전에 정해진 시나리오대로 진행되며, 점화가 되지 않으면 추가적인 연료 공급 변화 없이 바로 종료된다. 각 장치가 정상적으로 작동하면 해당 부분의 압력, 온도 변화가 Fig. 7과 같이 계측된다.

Fig. 7 
Test Procedure.

고도 20 km, 마하수 4 비행 조건을 가정한 시험을 수행하였다. 외부 흡입구를 감안하여 격리부 전단의 유동 마하수가 1.8이 되도록 하고, 이에 해당하는 축소확대 노즐을 설계하였다. 공기 공급 유량은 일정하므로 연료 압력을 변화시켜 당량비가 달라지도록 하였으며 대표적인 비연소 시험 및 연소 시험 조건을 Table 1에 표기 하였다. 이에 해당하는 시험 결과는 Fig. 13, Fig. 18에 나타나 있다.

공동형 화염 안정화 장치를 갖는 초음속 연소기에 대해 액체 탄화수소 연료를 이용하여 연소시험을 수행하였다. 초음속 연소기 내부의 연소 상태를 종합적으로 판단할 수 있는 벽면 정압력 분포와 출구 전압력 분포를 얻었고 이를 통해 경사 분사, 공력 램프 분사의 연소 상태를 분석하였다.

마하수 4 비행 조건에 해당하는 시험으로 모든 경우에 램모드로 동작하였으며, 당량비가 증가할수록 연소실의 압력이 상부로 전파됨을 확인하였다.

공력 램프 분사가 항상 높은 화염 분포 균일도를 보였고, 당량비 변화에 따른 출구 전압력 상승 관계를 나타내는 기울기는 공력 램프 분사가 경사 분사보다 컸으나 낮은 당량비에서는 경사 분사의 전압력이 높았고, 높은 당량비에서는 공력 램프 분사의 전압력이 높았다. 낮은 당량비 조건에서는 높은 연료 침투 거리에 따른 전압력 손실이 상대적으로 크게 작용하고, 높은 당량비 조건에서는 연소 효율 향상에 의한 전압력 상승이 연료 침투 거리에 의한 압력 감소보다 크다고 판단된다.

경사 분사의 경우는 연료량을 증가시키더라도 높일 수 없는 전압력 한계가 있었으며, 공력 램프 분사의 경우는 연료량을 증가시키면 연소실 압력이 격리부 전방까지 전파되어 일정량 이상의 연료를 사용할 수 없는 한계가 확인되었다. 이러한 연소 특성은 초음속 연소기를 갖는 엔진의 운용 범위를 정하는데 귀중한 자료로 활용될 수 있을 것으로 보인다.

초음속 화염에서 전압력을 측정하여 다양한 분석을 수행한 것에 본 시험의 큰 의미를 부여할 수 있으나, 정확한 연소 효율 분석에 필요한 연소기 내부 온도 및 출구의 온도 계측은 극복해야 할 과제로 남아 있다.