접수일 2010. 5. 3, 수정완료일 2010. 6. 8, 게재확정일 2010. 6. 16
* 정회원, 한국항공우주연구원 추진기관팀
** 종신회원, 한국항공우주연구원 추진기관팀
†교신저자, E-mail: [email protected]
技術論文
한국항공우주연구원 스크램제트 엔진 시험설비의 개발
이양지*†․ 강상훈* ․ 오중환* ․ 양수석**
Development of the Scramjet engine Test Facility(SeTF) in Korea Aerospace Research Institute
Yang Ji Lee*† ․ Sang Hun Kang* ․ Joong Hwan Oh* ․ Soo Seok Yang**
ABSTRACT
Korea Aerospace Research Institute started on design and development of a hypersonic air-breathing engine test facility from 2000 and completed the test facility installation in July 2009. This facility, designated as Scramjet engine test facility(SeTF), is a blow-down type high enthalpy wind tunnel which has a pressurized air supply system, air heater system, free-jet test chamber, fuel supply system, facility control/measurement system and exhaust system. In this paper, details of the specifications, and configuration of the SeTF are described. For verifying characteristics of the SeTF, wind tunnel tests are now on progress and some of the data are also described.
초 록
한국항공우주연구원은 2000년부터 극초음속 공기흡입식 추진기관 시험설비의 설계와 개발에 착수하 여 2009년 7월 시험설비의 구축을 완료하였다. 스크램제트 엔진 시험설비(SeTF)로 명명된 본 시험설비 는 자유제트 형식 시험부를 갖춘 불어내기식, 고 엔탈피 풍동으로 고압공기 공급원, 고온 공기 공급시 스템, 엔진 시험부, 연료 공급시스템, 설비 제어 및 데이터 처리 시스템 그리고 배기 시스템으로 구성 되어 있다. 본 논문에는 SeTF의 설계, 사양을 소개하였으며 현재 수행 중인 SeTF의 특성 파악 시험에 대한 소개 및 일부 시험 결과를 정리하였다.
Key Words: Hypersonic Air-breathing Engine Test Facility(극초음속 공기흡입식 추진기관 시험설 비), Scramjet engine Test Facility(스크램제트 엔진 시험설비), High Enthalpy Wind Tunnel(고 엔탈피 풍동), Storage Air Heater(축열식 가열기), Ejector Exhaust System (이젝터 배기시스템)
1. 서 론
스크램제트 엔진과 같은 극초음속 공기흡입식
Fig. 1 Operating envelopes of each blowdown test facility
추진기관은 별도의 산화제 탑재 없이 고속, 고고 도 영역을 구동할 수 있기 때문에 SSTO(Single Stage To Orbit) 및 TSTO(Two Stage To Orbit) 개념의 재사용 위성발사체, 극초음속 항공기 및 극초음속 유도무기에의 적용이 기대되는 엔진이 다.
한국항공우주연구원은 극초음속 공기흡입식 추진기관에 대한 연구를 2000년부터 지속적으로 추진하면서 이를 시험하기 위한 시험설비의 설 계에 착수하였다. 설계 착수 시점에서 본 시험설 비는 시험 대상을 스크램제트 엔진에 국한하지 않고 램제트 엔진 및 고성능(고압/고온) 가스터 빈 엔진 성능시험에도 활용할 수 있는 시험설비 로 제작하는 것을 목표로 하였다. 따라서 시험부 및 노즐을 교체할 수 있도록 하여 설비의 시험 영역을 극대화 하는 것에 중점을 두었다.
Figure 1은 한국항공우주연구원의 극초음속 시 험설비(SeTF)와 유사한 타입의 시험설비인 NASA LaRC(Langley Research Center)의 8-Ft.
HTT(8-Foot High Temperature Tunnel) 그리고 JAXA KSPC(Kakuda Space Propulsion Center) 의 RJTF(Ramjet Test Facility)의 시험 영역을 비 교한 것으로 본 연구원 시험설비(SeTF)의 시험 영역이 다른 두 시험설비에 비하여 저속 영역으 로 넓은 것을 확인할 수 있다. 또한 본 시험설비 는 최고 속도 한계는 대표적인 극초음속 시험설
비인 8-Ft. HTT 및 RJTF와 유사한 수준이 될 수 있도록 하였다. Fig. 1에 제시된 두 설비의 시험 영역은 엔진이 장착되는 비행체의 비행 마하수 기준으로 계산되었기 때문에 시험설비의 실제 모사 마하수(8-Ft. HTT : 마하 7.0, RJTF : 마하 6.7)에 비하여 높게 표시되었으며 실제 시험설비 가 모사할 수 있는 시험설비의 최고 마하수는 본 시험설비의 최고 마하수와 유사한 마하 7.0 수준이다[1, 2].
주요 요소 설비의 구축은 2002년부터 단계적 으로 진행되어 2009년 7월 연소 공기 가열시스 템 및 일부 시설을 제외한 극초음속 공기흡입식 시험설비를 완공하였다. 완공된 시험설비는 스크 램제트 엔진 시험설비(이하 SeTF)로 명명하였다 [3, 4].
본 논문에는 SeTF의 구성, 사양에 대하여 정 리하였으며, 현재 진행 중인 SeTF 특성시험의 결과를 정리하였다.
2. 스크램제트 엔진 시험설비(SeTF)
SeTF는 추진기관의 비행고도 및 마하수 성능 시험을 하기 위한 설비로 일반 공력 풍동과 달 리 시험엔진의 비행고도 및 마하수에 따른 공기 의 전온도를 모사할 수 있어야 하고, 엔진의 연 소기로 유입되는 공기의 산소 농도 및 비열비의 조건을 모사할 수 있어야 한다[5]. 본 시험설비 는 불어내기 식(Blowdown type), 고 엔탈피 (High enthalpy) 풍동으로 고압의 공기를 불어내 어 고온으로 가열된 가열시스템을 통과하여 고 온 기류를 조성한 후 노즐을 통하여 고속으로 시험부로 흘려주는 방식이다. SeTF는 자유제트 형식 시험부를 기본으로 갖추고 있으며 엔진 직 접연결식(Direct- connected type) 시험도 가능하 도록 설계, 제작되었다.
Figure 2는 SeTF의 시험 영역을 나타낸 것으 로 세로로 그어진 등온선도 및 사선으로 표시된 등압력 선도는 각 고도 및 마하수에서 모사해야 하는 전온도, 전압력 선을 나타낸다.
Fig. 3 Schematic of the SeTF Fig. 2 Operating envelope of the Scramjet engine
test facility(SeTF)
그림에서 실선으로 표시된 영역은 1차적으로 구축된 SeTF에서 모사할 수 있는 시험영역으로 고도 25 km, 마하 5 비행 조건의 엔진 성능시험
SAH SAH+VAH
마하수 5.0 6.7
고도 20 km 30 km
전온도 1,300 K 2,400 K 전압력 3.0 MPa 3.7 MPa 유량[노즐출구
: 250㎜×250㎜] 8.4 kg/s 2.3 kg/s Table 1. Specifications of the SeTF
을 수행할 수 있다. 그림에서 점선으로 표시된 부분은 현재 구축되어있는 고온공기 공급시스템 인 축열식 가열시스템(SAH : Storage Air Heater) 후방에 연소 공기 가열시스템(VAH : Vitiation Air Heater)을 추가하였을 때의 SeTF의 최대 출력을 표시한 것으로 고도 30 km, 마하 6.7 시험이 가능하다.
Table 1에 축열식 가열시스템(SAH)만을 작동 하였을 때와 연소 공기 가열시스템(VAH)을 같 이 작동하였을 때의 SeTF의 특성을 정리하였다.
3. 주요 요소 설비
SeTF는 고압공기 공급원 및 압력 조정부, 고 온공기 공급시스템, 엔진 시험부, 이젝터 배기 시스템, 기타 부대시설(연료 공급시스템, 제어 및 데이터 처리장치)로 구성된다. 시험설비 주요 요 소 설비의 구성을 Fig. 3에 나타내었다.
3.1 고압공기공급원 및 압력/유량조정부
고압공기 공급원은 공기를 압축하여 저장탱크 에 저장한 후 시험 시에 이를 공급하는 기능을 수행하며, 고압 압축기 2기(Bauer I 28.0-75, 최고 사용 압력 : 35 MPa, 토출 유량 : 4,000 ℓ/min) 와 고압공기 저장탱크 44기(최고 사용 압력 : 35 MPa, 1기당 체적 : 0.9 ㎥)로 구성되어있다[3].
본 고압공기 공급원은 SeTF 뿐만 아니라 터보펌 프 성능시험설비(TPU)와 가스터빈 고공환경 시 험설비(AETF)의 고압공기 공급원으로 활용되고 있다.
Fig. 4 High pressure compressor
Fig. 5 High-pressure air bottles
Fig. 6 P&ID for pressure regulation system
압력/유량 조정부는 고압공기 공급원의 가압된 공기의 압력과 유량을 조정하여 후방의 요소설 비(축열식 가열시스템, 공기 혼합시스템, 이젝터 배기시스템)로 송부하기 위한 시스템이다. 압력 은 압력 조절 밸브와 소닉 오리피스로 감압하며, 유량은 소닉 벤츄리로 측정한다[3]. Fig. 6에 압 력/유량 조정부의 구성을 나타내었다.
3.2 고온 공기 공급시스템
고온 공기 공급시스템은 축열식 가열시스템과 공기 혼합시스템으로 구성되어있다. 축열식 가열 시스템은 3.5 MPa, 10 kg/s의 공기를 최고 온도 1,300 K로 가열하여 60초 동안 시험부로 송출할 수 있도록 설계되었다. 공기 혼합시스템은 3.5 MPa, 10 kg/s의 상온 공기를 고압공기 공급원 으로부터 공급받아 축열식 가열시스템을 통과한 고온 공기를 혼합하여 엔진 시험부로 공급한다.
축열식 가열시스템은 Fig. 7과 같이 가열기, 가열기에 연소가스를 공급하기 위한 LNG 버너, 고온 기류가 시험부로 공급되는 것을 차단하기 위한 고온 밸브로 구성된다[6].
가열기는 고압(3.5 MPa)을 견딜 수 있도록 내 압용기(SA-516 70 재질, 높이 6.3 m, 직경 1.26 m, 두께 28 mm)로 제작되었다. 가열기 내부에 는 버너의 연소가스로부터 공급된 열을 축적하 기 위한 축열재(Super Alumina 재질, 높이 4.4 m, 직경 0.8 m, 기공률 19 %), 축열재의 열로부 터 가열기의 외피를 보호하기 위한 단열재(2가지 재질로 구성, 내부 : High Alumina, 외부 :
Fig. 7 Schematic of Storage Air heater(SAH)
Vacuum formed ceramic fiber)가 장착된다. 가 열기 최하층에는 축열재와 단열재의 적층물을 지지하기 위한 타공판(STS316 재질, 두께 40 mm)을 배치하였다. 축열재의 사양은 시험 시간 동안 소요되는 필요 열량을 산출하여 이를 모사 하는데 필요한 축열재 밀도, 사양(높이, 직경, 기 공률)을 계산하여 결정되었다[7].
축열식 가열시스템의 출구에는 고온밸브가 장 착된다. 고온 밸브는 축열재 가열시 고온 기류가 시험부 및 외부로 방출되지 않도록 차단하는 역 할을 한다. 플러그 타입 밸브로 외부는 탄소강으 로 제작되었으며 내부에는 인코넬 재질로 라이 너를 장착하였다.
이외에도 축열재 상부만을 가열하기 위한 재 가열 바이패스 냉각기가 축열식 가열시스템의 부대설비로 장착된다.
축열식 가열시스템의 온도는 축열재 하부 타 공판, 축열재 높이 기준 1/4, 1/2, 3/4 위치의 K 타입 열전대와 축열재 최상부의 온도를 측정하 기 위한 Pyrometer로 관측된다. 또한 비상시를 대비하여 축열재 최상부에서의 외피 온도도 측 정하도록 되어있다. 하부 타공판의 온도는 설비 제어 시스템과 연결되어 523 K(250 ℃)에 도달할 경우 LNG 버너의 연소 작업을 종료하도록 설정 되어있다. Fig. 8에 축열식 가열시스템의 배관 및 주요 계기 선도를 나타내었다.
Fig. 8 P&ID of the SAH
엔진시험부로 공급되는 전온도는 엔진의 시험 조건에 따라서 유동적이다. 따라서 가열시스템에 서 시험부로 공급되는 고온 기류의 온도를 조절 하기 위해서는 동일 압력의 상온 기류와의 혼합 을 통하여 시험부로 공급되는 기류의 전온도를 조절할 필요가 있다.
Fig. 9 Air heating system
Fig. 10 Schematic for air mixer
공기 혼합시스템은 엔진 시험부로 공급되는 공기의 전온도를 조절하는 역할을 수행한다[5].
Fig. 9는 축열식 가열시스템과 공기 혼합시스템 을 촬영한 사진으로 왼쪽이 축열식 가열기, 오른 쪽이 공기 혼합시스템이다. 축열식 가열시스템의 고온 밸브를 통과한 고온 기류는 공기 혼합시스 템의 중앙 배관을 통하여 분출된다. 고압공기 공 급원으로부터 공급된 상온 유동은 중앙 배관의 반경 방향으로 연결되어있는 8개의 지관을 거쳐 유입되어 중앙의 고온 기류와 혼합된다[8].
공기 혼합시스템은 압력을 견디기 위한 외피 는 탄소강재(A106 Gr B)로 제작되었으며 내부에 는 축열식 가열시스템으로부터 공급되는 온도를 견디기 위하여 인코넬 601 재질로 라이너를 두 었다. 이 때 라이너는 열로 인한 팽창에 대비하 여 움직일 수 있도록 설계, 제작하였다. Fig. 10 에 외피 및 라이너의 구조를 나타내었다.
3.3 엔진 시험부
엔진 시험부는 시험물이 장착되는 곳으로 자 유제트 형식 시험부 형태를 기본으로 하고 있다.
자유제트 형식은 고체 벽면(Solid wall) 형식 시 험부에 비하여 시험물에 의한 질식 가능성이 적 은 반면, 설비 시동에 필요한 시동 압력비가 시 험모델의 공력적 특성에 크게 의존하는 경향이 있으며 디퓨저의 형태 변화로 인하여 시동압력
Fig. 11 Schematics of Engine Test cell
비가 달라지는 경향이 있다. Lukasiewicz에 따르 면 자유제트 방식 시험설비의 경우 시동 압력비 가 수직 충격파 전압손실의 대략 2배 정도의 압 력이 필요하다고 한다[1, 9, 14, 15].
엔진 시험부의 설계도를 Fig. 11에 나타내었 다. 직접연결식(Direct- connected) 시험이 수행 될 경우를 대비하여 엔진 시험부는 이동이 가능 하도록 설계, 제작되었다. 엔진 시험부는 2차원 contoured 마하수 노즐(마하 3.5 기준, 출구 면적 218 ㎜×218 ㎜), 저압실, 디퓨저(입구 면적 311
㎜×311 ㎜)로 구성된다. 저압실 내부에는 엔진 지지대 및 추력 측정대와 센서 패널이 설치된다.
Fig. 12 Engine test cell
Fig. 15 Cyclone
Cyclone
A A' B B' B-B' A-A'
Barometric Well Ground
Level
Diffuser
Scilencer Ejector
Fig. 13 Schematic of exhaust system
자유제트 형 시험부에서 통상적으로 시험할 수 있는 모델 사이즈는 노즐출구 면적의 1/3 수 준[14]으로 144 ㎜×144 ㎜ 크기의 시험모델을 장 착할 수 있다. 이보다 더 큰 모델의 시험을 수행 하기 위해서는 노즐 출구 및 디퓨저 직경을 조 정할 필요가 있다. 따라서 저압실은 이 경우를 대비하여 노즐과 디퓨저가 교체가 용이하도록 제작되었다.
3.4 배기시스템
배기시스템은 시험설비가 시동할 수 있는 환 경을 조성하고, 엔진으로부터 배기되는 연소가스 를 대기로 배출시키는 역할을 수행한다[10]. 배 기시스템은 Fig. 13과 같이 이젝터 시스템, 배기 가스 냉각시스템, 집진설비로 구성된다.
이젝터 시스템은 SeTF의 시동 압력비를 디퓨 저 후방에 조성하여 설비의 시동을 원활히 하기 위한 설비로 디퓨저 후방의 압력을 저압으로 만 들어 엔진 시험 영역 내에 수직 충격파가 존재 하지 않도록 하는 역할을 수행한다.
이젝터 시스템은 최고 가압압력 6.0 MPa의 고 압공기로 작동되며, 마하 6.7, 고도 30 km의 환 경을 엔진시험부에 조성할 수 있도록 설계되었 다[10, 11, 12]. 이젝터 구동 노즐(재질 STS304, 출 구 마하수 3.8)은 고압공기공급원으로부터 공급 되는 압축공기를 이젝터 배관 내부에 분사하여 시험부를 저압으로 유지하는 기능을 수행한다.
이젝터 배관은 엔진의 연소가스, 냉각수, 이젝 터 구동공기의 배기경로 역할을 하며 이 때 이
Fig. 14 Ejector exhaust system
젝터 배관으로 유입되는 약 2,500 K의 연소가스 를 600 K로 냉각시켜 집진설비로 배출한다. 사 용되는 냉각수의 압력은 0.7 MPa이며, 엔진시험 부로부터 공급되는 연소가스와 동일 유량의 냉 각수를 공급한다.
집진설비는 이젝터로부터 대기로 배출되는 유 동의 소음을 저감시키고 연소 시험시 발생하는 불완전 연소 분진, 냉각수 등을 포집하는 역할을 수행하며 수증기화 되지 않은 냉각수는 시험동 건물 지하에 위치한 Barometric well로 회수된다 [3]. 참고문헌 11을 참조하여 설계한 SeTF의 집 진설비는 최저 30 ㎛의 연소 분진물을 88 % 포 획할 수 있도록 설계되었다. Fig. 15에 시험동 건물 옥외에 설치되어 있는 집진설비를 나타내 었다.
3.5 기타 부대설비
SeTF의 기타 부대설비로는 연료 공급시스템과 제어 및 데이터 처리 장치가 있다.
SeTF의 연료 공급시스템은 스크램제트 엔진 시험을 위한 수소 연료 공급시스템, 램제트 엔진 시험을 위한 케로신 연료 공급시스템으로 구성 된다. 수소 연료 공급시스템은 추후 설치될 연소 공기 가열시스템의 연료 공급원으로도 활용될 예정이다. 현재 구축되어 있는 연료 공급시스템 은 케로신 연료 공급시스템으로 연료 탱크, 연료 펌프, 코리올리 식 유량계 등으로 구성된다. 최 고 가압압력 7.0 MPa로 최대 2.0 kg/s의 케로신 을 공급할 수 있다.
제어 및 데이터 처리 장치는 시험설비의 기동 과 비상정지 및 설비 감시 등 전체 시험설비의 제어설비와 엔진으로부터 수집되는 아날로그 데 이터 및 온도 데이터를 측정하기 위한 데이터 저장시스템(아날로그 신호 96 채널, 온도 k type 96 채널)으로 구성된다[3].
4. SeTF 성능 시험 결과
2009년 7월 1차 완공된 SeTF의 성능 파악을 위하여 여러 성능 시험이 수행되었다. 본 논문에 는 SeTF의 고온 특성 시험 결과와 마하 3.5 노 즐을 장착한 SeTF의 시동 특성을 정리하였다.
4.1 SeTF 고온 특성 시험
축열식 가열시스템은 SeTF의 고온공기 공급시 스템의 주요 설비로 1,300 K로 가열된 3.5 MPa, 10 kg/s의 공기를 엔진시험부로 송출하도록 설 계되었다. 축열식 가열시스템의 구동은 가열과정 과 통풍과정으로 구분한다. 내부의 축열재를 버 너로부터 공급된 연소가스의 대류 및 축열재 내 부의 전도로 가열시키는 가열과정은 가열 시작 시점을 기준으로 하여 축열재 높이의 1/2 지점 의 온도가 1,250 K에 도달하는 시점까지 진행되 었다. 가열과정은 총 6시간이 소요되었으며, 가 열 종료 시점에서 축열재 최하부인 타공판의 온
도는 307 K로 가열과정 강제 종료 한계인 523 K 이하였다.
축열식 가열시스템의 통풍시험 결과를 Fig. 15 에 나타내었다. Fig. 16에서 Grate는 축열재 최 하단 타공판의 온도를 의미하며, 0.25h, 0.5h, 0.75h, exit는 각각 축열재 높이의 0.25, 0.5, 0.75 지점과 축열식 가열기 출구 지점의 온도 측정치 를 의미한다. 축열식 가열시스템으로 공급된 공 기 유량은 7.6 kg/s이며 30초 동안 축열식 가열 시스템의 출구 온도는 1,200 K를 유지하였다.
SeTF의 시험시간은 30초로 시험시간 동안 적정 온도를 유지할 수 있을 것으로 판단된다.
4.2 SeTF 시동 성능
마하 3.5 노즐을 장착한 SeTF의 상온 기류 성 능시험 결과를 Fig. 17에 그래프로 정리하였다.
Fig. 16 Thermal Performance of the SAH system
Fig. 17 Starting characteristics at room temperature in Mach 3.5 condition
Figure 17에서 Nozzle 1/2 pressure는 노즐 컨투어의 길이 방향 중간 지점에서의 정압력 측 정치를, Nozzle exit pressure는 노츨 출구의 정 압력 측정치를 뜻한다. 또한 Nozzle stagnation pressure는 마하수 노즐의 목(throat) 전단에서 측정한 전압력을, Test cell pressure는 시험부 내부의 정압력 측정치를 가리킨다.
성능시험은 이젝터 배기시스템으로 공기를 송 출하면서 시작되며(Fig. 17, 10초 시점) 8초 후에 엔진시험부로 축열식 가열기와 공기 혼합시스템 을 통과한 상온 기류를 송출한다. Fig. 17에서 역삼각형으로 표시된 선은 노즐 전압력(Nozzle stagnation pressure)을 표시한 것으로 노즐 전압 력이 상승함에 따라서 기류가 노즐 전체 유로를 가득 채우고 노즐 출구 정압(Fig. 17의 Nozzle exit pressure)이 전압력과 비례하는 ‘노즐류 시 동’이 시작된다[1]. 이 때 노즐 출구에서의 정압 력과 전압력의 비는 0.0136으로 마하수 3.5 노즐 의 압력비와 일치한다.
5. 결 론
한국항공우주연구원의 스크램제트 엔진 시험 설비(Scramjet engine Test Facility, SeTF)는 극 초음속 공기흡입식 추진기관 연구를 위하여 2000년부터 설계 제작에 착수하였으며, 2009년 7 월 연소 공기 가열시스템 및 일부 설비를 제외 하고 1차 완공되었다. 완공 후, 설비 특성 파악 을 위한 시험이 진행되었으며 현재까지 고온 특 성 시험(1,200 K, 7.6 kg/s), 최고 유량 송부 시 험(20 kg/s), 마하 3.5 시동 성능 파악 시험 및 이젝터 시스템 흡입 성능 파악 시험이 성공적으 로 수행되었으며, 일부 결과를 본 논문에 정리하 였다.
2010년 6월 현재 SeTF는 스크램제트 엔진 흡 입구 성능시험을 수행하기 위하여 마하 6.7 노즐 을 장착하고 이에 대한 설비 특성 파악 시험을 수행하고 있다. SeTF의 설계, 제작 및 성능시험 을 통하여 수집된 데이터들은 데이터베이스 화
하여 향후 SeTF의 운용 및 유지보수에 활용될 것이다.
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