발간 현황

Fig. 1은 설계된 시험장치를 보여준다. 전방부터 시험장치의 M4 노즐, 시험부 순으로 장착되어 있으며, 시험 설비 현장에 맞는 거치대를 별도로 설계하였다. M4 노즐 출구 직경(D)은 600 mm 이상이며, M4 노즐의 전장이 길어서 총 3개 파트로 나눠서 설계/제작되었다. 시험장치 시험부는 별도의 체결판을 좌우 옆면에 각각 앞뒤로 총 4곳에 장착하여 내부의 작업이 수월하도록 설계하였다. 장시간 고온 환경과 연소 시 후방 화염으로부터 시험장치를 보호하기 위하여 시험장치 후방에는 수냉 방식의 냉각 유로를 적용하였다. 시험장치 시험부의 상부를 통해 비행체 모델이 삽입되는 구조로 설계하였으며, 비행체 모델의 흡입구 전방의 일부분은 Fig. 1에서 보는 것과 같이 M4 노즐 내부로 삽입된다.

Fig. 1 
Experimental apparatus.

Fig. 1의 시험장치와 Fig. 2의 실기체급 비행체 모델은 반복적인 CFD 해석을 통해 그 크기를 선정하였다. 비행체 모델과 시험장치의 상대적인 위치 또한 여러 번의 해석을 통해 M4 노즐과 흡입구가 동시에 시동하도록 유동 진행 방향 기준으로 적절한 위치 범위를 확보하였다. 이 범위 안에서 비행체 모델이 시험장치 시험부에 적절히 설치되도록 Fig. 2의 상부 지지판에 이동 여유를 두어 위치 조절이 가능하게 설계하였다.

Fig. 2 
Full-scale vehicle model for M4 semi-freejet test.

Fig. 3은 예비 해석용 비행체 모델 및 해석 유동장에 대한 격자 수준을 보여준다. 이 예비 해석의 주요 목적은 시험장치의 시동 여부를 판단하기 위함이므로 격자수를 최소화하여 CFD 해석을 수행하였다. 물론 시험 결과와 해석 결과에 대한 유의미한 비교 분석을 위해서는 격자수를 늘려서 전체적으로 격자 품질을 향상해야 하지만, 현재 단계에서는 시험장치 설계에 초점을 맞추어 Table 1 수준으로 해석을 수행하였다. 유동장은 Fig. 3과 같이 Fig. 1 및 해당 국내 설비의 후류 장치의 내부 유로까지 포함한다. 전체 유동장이 비행체보다 훨씬 크기 때문에 격자를 효율적으로 생성하되, 점성효과가 상대적으로 더 중요한 M4 노즐의 초음속 팽창부 및 시험장치 시험부의 벽면 격자의 y+ 값은 1 이하가 되도록 하여 비정렬격자를 생성하였다. 이외의 나머지 영역은 성긴 격자를 분포시켜서 격자수를 최소화하였고, 이를 통해 시험장치와 비행체 모델의 크기 및 위치에 대한 여러 해석 조건을 수행하기 위한 계산 효율을 높였다. 상용툴(FLUENT)을 활용하여 밀도 기반 해석자에 난류 모델은 k-ω SST를 적용하였고, 작동 유체는 이상기체로 가정한 공기로 해석하였다.

Fig. 3 
Boundary conditions & Mesh for preliminary CFD.

Fig. 2는 M4 준자유류 시험을 수행하기 위한 실기체급 비행체 모델을 보여준다. 비행체 모델은 실제 비행체 형상을 기반으로 설계되었는데, 흡입구 전방부의 벽면과 내부 유로는 실제 비행체와 동일하며, 준자유류 시험에 불필요한 나머지 외형은 제거하여 무게를 줄이고 M4 노즐의 시동 가능성을 높이도록 하였다. 나머지 본체 및 받침대 내부 공간은 지상 시험을 위한 연료 공급 및 계측 시스템을 구성하는 데 활용하였다. 비행체 모델은 상부의 지지판, 받침대, 흡입구, 본체, 연소기로 구성되어 있다. 본체 및 받침대는 별도의 체결판을 볼트로 조립하도록 설계하여 작업 용이성을 확보하였다.

이번 시험에서는 비행체의 노즐은 포함하지 않고 연소기 후단의 출구 면적을 조절하는 가변노즐만 구현하였다. 가변노즐은 전기 모터로 구동되며 열적 손상을 예방하기 위해 지지판 상부로 배치하였고, 회전축이 시험장치 시험부 내부까지 삽입되어 가변노즐을 상하로 움직이면서 비행체(연소기)의 출구 면적을 조절할 수 있다. 이를 통해 선행연구의 플러그 적용 사례 대비 비행체 전체 길이를 줄여서 M4 노즐의 시동에 유리하도록 조치하였다.

지지판 상부에는 별도의 계측용 박스를 설치하여 각종 압력/온도 센서를 배치하고 관련 전계장 장비를 탑재하였다. 일부 계측 장비는 고온 환경에 노출되지만, 압력 계측 라인의 길이를 최소화하는 조치로서 비행체와 최대한 가깝게 전계장을 설치하였다.

앞서 언급하였듯이 기본적으로 비행체의 흡입구로 유입되는 유동에 영향이 없도록 실제 외형 일부분을 제거하여 비행체 모델의 폐색률(BR)을 최소화하였다. 특히 모델의 받침대를 포함하여 흡입구, 본체의 크기가 폐색률에 영향을 미치므로 반복적인 CFD 해석을 통해 통합적으로 비행체 모델의 폐색률이 최소화되도록 그 크기를 선정하였다. 비행체 모델의 일부분이 M4 노즐 내부로 삽입되므로, 노즐 출구 면적을 기준으로 BR을 다음과 같이 정의하였다.

Fig. 5는 본 연구에서 사용한 비행체 모델의 폐색률을 유동 진행 방향에 따라 나타낸 것이다. M4 노즐 출구의 위치를 기준점(0)으로 하여 모델의 길이를 M4 노즐의 출구 직경으로 무차원 화하였고, 모델 전체 길이는 M4 노즐 출구 직경의 약 5배 수준이다. Fig. 1에서 확인할 수 있듯이 비행체 모델의 흡입구 일부가 M4 노즐 내부로 삽입되어 있는데, 삽입된 길이는 M4 노즐 출구 직경 수준이다. 유동 진행 방향에 따라 M4 노즐 출구의 전방에서부터 BR이 점차 증가하며, M4 노즐 출구에서는 BR이 10% 수준이다. 모델의 길이 방향 3/5 지점(x/D = 2)에서 BR이 27%로 최대가 되고, 이후 25% 수준을 유지하다가 후반부에서 급격히 떨어진다. 선행 연구 중에서 마하수 6.7 조건에서 흡입구의 BR이 22.8%인 준자유류 시험이 수행된 사례가 있으며[5], 비행체의 최대 BR이 27%이지만 흡입구(-1<x/D<1.2)의 최대 BR이 21% 수준이므로, CFD 해석 결과(Fig. 4)와 더불어 시험장치의 M4 노즐이 정상적으로 시동할 것으로 예측하였다.

Fig. 4 
Preliminary CFD result (Mach number).

Fig. 5 
Model blockage ratio.

Table 2는 시험 설비의 공급 조건을 보여주며, 해당 조건에서 장시간 운용이 가능하다. 실제 시험에서 계측된 압력, 온도는 Table 2에 제시된 명목상 값을 잘 유지하였다. 작동 유체는 공기로서 설비를 통해 605 K까지 가열하였고, 시험장치 출구의 압력(P_exit)이 40 kPaA 이하로 충분히 감소할 때 흡입구가 일부 삽입된 M4 노즐이 정상적으로 시동하는 것을 확인하였다(Fig. 6). 이때 40 kPaA 이하의 특정 P_exit를 P_ref로 선정하였고, 이 값을 기준으로 압력 측정값을 무차원화하여 결과를 나타내었다.

Fig. 6 
M4 nozzle starting.

Fig. 6은 계측된 M4 노즐 출구 벽면 압력과 전압력을 이용하여 마하수를 계산한 것으로, M4 노즐 출구의 내부 벽면 압력을 원주 방향으로 90° 간격으로 4곳에서 계측하였다. M4 노즐 출구에서 입구를 바라보는 시점(LFW, Looking forward)을 기준으로 시계 방향으로 각각 0°, 90°, 180°, 270°이며, 여기서 시험 시간 0초는 P_exit이 45 kPaA 이하로 떨어지기 시작하는 시점이다.

Fig. 6에서 M4 노즐의 목표 마하수 도달에 지연이 관측된다. 이는 해당 설비의 후방 압력을 서서히 내리는 과정에서 M4 노즐이 완전히 팽창할 때까지 시간이 걸리기 때문이다. M4 노즐 출구의 요구 마하수 수준에 도달하는데 약 160 초 이상의 시간이 소요되었지만, 본 설비에서는 장시간 시험이 가능하여 계측된 압력이 정상 상태에 도달하여 마하수가 4 수준으로 유지하는 것을 확인할 수 있다. Fig. 6은 전체 시험 중 300 초까지의 일부 결과만 나타내었다.

Fig. 6에서 흡입구가 삽입된 0° 방향을 제외하고, 나머지 세 곳에서 정상 상태 도달 기준으로 마하수 4에 근접하거나 도달하였다. Fig. 4에서도 알 수 있듯이 M4 노즐 출구 0° 방향은 삽입된 흡입구에 의해서 발생한 충격파에 의해 벽면 압력이 상승하기 때문에 마하수가 상대적으로 낮게 계산된다. 전압력 프로브를 사용하면 M4 노즐의 균질도 및 유동 내부의 마하수를 계측할 수 있으나, 비행체 모델이 삽입되어야 하므로 M4 노즐 출구 내벽 4곳의 압력 계측을 통해 M4 노즐의 시동 여부를 시험 중에 계속 확인하였다. 즉, M4 노즐 출구 세 곳의 압력이 마하수 4에 도달하므로 M4 노즐의 코어 유동은 마하수 4로 판단할 수 있다. 결론적으로 Fig. 5의 BR 분포를 가지는 실기체급 비행체 모델의 흡입구 일부가 M4 노즐에 삽입되더라도, M4 노즐이 정상적으로 시동하는 것을 확인하였다.

Fig. 7은 Fig. 1의 관측창(Optical window)을 통해 획득한 가시화 영상(Shadowgraph)으로, M4 노즐이 시동함에 따라서 비행체 모델의 흡입구에 경사충격파가 생성되는 과정을 보여준다. 경사충격파가 자리를 잡는 시점을 기준시간으로 해서 약 0.034 초 간격으로 나타내었다. 고온 환경에서 장시간 촬영이 필요하여 고사양의 고속카메라는 사용하지 못하였고, 상용 소형 카메라로 해당 영상을 획득하였다. 경사충격파가 생성되기 전에 흡입구의 하단 카울에서 활모양 충격파(Bow shock)가 먼저 관측되고, 경사충격파가 자리를 잡아감에 따라 활모양 충격파가 사라졌다. 카울 바깥쪽으로 경사충격파가 생성되는 이유는 비행체 모델 흡입구의 설계점은 마하수 4보다 높기 때문이다. 경사충격파가 한번 생성되면 동적인 특성 없이 일정한 위치에 고정되는데, 이는 M4 노즐 및 흡입구의 시동이 잘 유지되고 있음을 보여준다. 이 경사충격파는 흡입구 2단 램프에서 발생한 것이며, Fig. 4의 해석 결과에서도 확인할 수 있다. 흡입구 1단 램프의 경사충격파는 관측창 밖에 형성되어 관측되지 않은 것으로 판단된다.

Fig. 7 
Oblique shock on the model intake.

Fig. 7의 특정 시점(t= 0.067s) 이후로 두 번째 경사충격파도 추가적으로 관측이 되는데, 이 두 번째 경사충격파에 의한 압력 상승을 Fig. 8과 Fig. 9에서 확인할 수 있다. 이 두 번째 경사충격파는 Fig. 4의 결과를 통해 흡입구와 격리부 사이의 국부적인 유동 박리에 의해서 발생한다고 추정할 수 있으며, 향후 정교한 CFD 해석을 통해 흡입구의 충격파 거동 및 압력 분포에 분석이 가능할 것으로 판단된다.

Fig. 8 
Wall static pressure distribution with decreasing the A_exit (variable nozzle closing).

Fig. 9 
Wall static pressure distribution with increasing the A_exit (variable nozzle opening).

Fig. 8과 Fig. 9는 가변노즐을 축소하고 확대할 경우 각각에 대하여 비행체 모델의 내부 유로의 벽면 압력 분포를 보여준다. 본 연구에서는 향후 연구를 위한 주요 계측 위치(고주파수 센서 설치)를 선정하기 위해서 최대한 다양한 위치에서 각각 100 Hz로 압력을 계측하였고, 각 그래프에서는 초 당 평균값으로 압력 분포를 나타내었다. 시험 중 가변노즐을 구동하여 비행체(연소기) 출구 면적의 개방률을 40%에서 10%까지 줄였다가 다시 70%까지 늘리면서 압력 분포를 획득하였다. 가변노즐로 출구 개방률을 낮추게 되면 연소기 후방부터 압력이 상승하는 경향성을 보여주는데[11-13,16,17], 이와 같은 압력 분포 특성을 Fig. 8 및 Fig. 9에서 확인할 수 있다.

Fig. 8은 비행체 흡입구에서 불시동이 발생할 경우 본 시험장치에 미치는 영향을 확인하기 위해서 가변노즐을 이용하여 비행체의 흡입구에서 강제적으로 불시동을 유발하였다. 이때 가변노즐로 출구 면적 개방률 40%, 30%, 20%, 10%로 순차적으로 조절하였을 때 어느 조건에서 불시동이 유발되는 지를 확인하고자 하였다. 개방률을 20%까지 조절하였을 때는 개방률 40%의 압력 분포를 보여주므로 흡입구 시동이 유지된다. 여기서 10%까지 개방률을 낮추게 되면 흡입구 불시동이 되면서 흡입구 2단 램프 전체에서 유동 박리가 발생하였으며, 이러한 현상은 선행연구에서도 보고된 바가 있다[16,17]. 불시동 발생 시 Fig. 6의 정상 상태가 계속 유지되었기 때문에 M4 노즐은 정상적으로 시동하였다. 결론적으로 현재 시험장치와 비행체 조합에서는 흡입구에서 불시동이 일어나더라도 시험장치의 시동에 미치는 영향이 없다고 볼 수 있다.

Fig. 9는 흡입구 불시동 상태에서 다시 비행체 출구의 개방률을 높여서 어느 조건에서 흡입구가 재시동하는지를 확인하였다. 개방률 20%부터 10%씩 올렸는데, 기존의 흡입구 시동 상태였던 40% 개방률(연소실 배압이 같은 조건)에서 여전히 불시동 상태인 것을 확인할 수 있다. 개방율을 적어도 70%까지 높여야 흡입구 시동 상태의 압력 분포로 회귀하였다. 이 정도의 개방률은 Fig. 9에서 확인할 수 있듯이 연소기의 배압이 거의 제거된 상태를 보여준다. 이 결과를 통해 본 시험의 흡입구 불시동에는 이력현상(Hysteresis)이 존재함을 알 수 있다. 즉, 흡입구가 시동된 후에는 시동을 유지하려는 특성이 있고, 불시동이 되면 불시동이 유지되는 특성을 보여준다. 이는 시동 과정과 재시동 과정이 서로 다르다는 것을 명확히 보여주므로 선행연구의 결과와 유사하다[21-23]. 다만, 지상시험에서는 불시동이 발생하더라도 시험설비에서 유입 공기를 계속 공급할 수 있는데, 실제 비행시험에서 불시동이 발생하는 경우 연료량을 줄이는 재시동 제어 기능이 동반되고, 흡입 공기 감소로 추력이 감소하여 비행속도도 변화하기 때문에 이때 발생하는 이력현상과는 차이가 있다[21,22]. 수치해석으로 외기 정압대비 배압의 비율로 불시동/재시동의 영역을 제시한 연구도 있으나[23], 결국 재시동보다는 불시동이 일어나지 않도록 별도의 제어 요소를 추가하여 비행체 흡입구의 안정성을 확보하는 것이 중요하다[21]. 즉, 불시동이 한번 일어나면 회복하기가 어려워지기 때문에 불시동은 비행체의 운용에 매우 치명적이며[21,22], 불시동을 미리 예방해야 한다는 점을 본 시험에서 재확인하였다.

Fig. 8과 Fig. 9에서 흡입구 2단 램프에서 무차원 길이 1.5~2 지점에서 벽면 압력이 소폭 상승하는 것이 관측되는데, 이는 앞서 언급하였듯이 Fig. 7에서 관측되는 두 번째 경사충격파에 의한 영향으로 볼 수 있다. 또한 격리부 입구부터 압력 상승이 관측되는데, 이는 비행체 내부 유로 상 (Fig. 8과 Fig. 9의 무차원 길이 2~3 영역) 별도의 주연료 분사장치가 삽입되어 있기 때문이다(Fig. 2). 즉, Fig. 8과 Fig. 9의 압력 분포는 현재 비행체 내부 형상의 고유한 특성으로 볼 수 있으며, 본 시험장치를 통해 각 배압 조건에 대해서 다양한 실기체급의 ‘흡입구-격리부-주연료 분사장치의 배열/수량’에 따른 통합적인 내부 유로 특성을 분석할 수 있다.

점화 조건 획득을 위해 당량비 및 연료분사 조건을 변경하며 연속적인 연소 시험을 수행하려면 점화용 토치가 필요한데, Fig. 10은 시험 중 비행체 내부 유로 관측창(Optical windows in Fig. 2)을 통해 점화용 토치 및 점화보조제(에틸렌, C₂H₄)의 점화를 확인한 것이다. 단, 주연료(탄화수소계열 액체 연료)는 분사하지 않는 조건에서 해당 시험이 수행되었다. 토치는 메탄과 산소를 이용하여 상용 점화플러그로 점화하였고, 점화플러그 작동 시 고전압에 의한 전계장의 영향을 최소화하기 위해 전계장 전원을 독립적으로 운용하였다. Fig. 10(a)는 점화가 없는 경우이고, Fig. 10(b)는 비행체 내부 유로의 빠른 유속에서도 점화용 토치가 정상적으로 점화하는 것을 보여준다. Fig. 10(c)는 점화용 토치로 점화보조제가 점화된 것을 보여주며(당량비 약 0.1 수준), 단순 토치에 의한 점화보다 더 밝은 화염이 관측되었다. 이때 Fig. 10의 시험 조건은 Table 2의 조건과 상이하며 설비 운용상 공급 압력이 다소 낮은 상태에서 시험이 수행되었다. 본 논문에서는 다루지는 않았지만, 연소기 출구가 100% 개방되었을 때 토치는 점화되었으나 점화보조제는 점화되지 않았으며, 가변노즐로 연소기 출구를 50%만 개방한 상태에서 화염안정화 장치 부근의 벽면 압력을 10%만 높여도 Fig. 9(c)와 같이 점화보조제가 점화하는 것을 확인하였다. 선행 연구에서도 적절한 공기량을 추가로 주입하여 일시적으로 질식을 유발하여 점화가 가능하게 하는 연구가 보고된 바가 있는데[24,25], 본 시험장치의 가변노즐 또한 유사한 역할을 할 수 있음을 보여주었다. 따라서 M4의 준자유류 시험장치에서 연속적인 연소 및 점화 시험이 가능하도록 점화용 토치에 대한 운용성을 확인하였고, 시험 조건이 실제 비행조건 대비 낮은 엔탈피 조건(P_t,noz < 740 kPaA, T_t,noz ∼ 600 K)임에도 가변노즐을 적절히 활용하여 점화보조제의 점화를 확인하였다.

Fig. 10 
Ignition torch(CH₄-O₂) operation & pilot fuel (C₂H₄) ignition, (a) No ignition, (b) Flame of the Ignition torch, (c) Torch & pilot fuel ignition.