1. 서 론
공기흡입식 극초음속 추진기관인 스크램젯 엔 Technical Paper DOI: http://dx.doi.org/10.6108/KSPE.2016.20.6.083
큰 후향 계단이 있는 이중 모드 램젯 엔진 모델의 램젯 모드 연소 시험
양인영 a, * ․ 이경재 a ․ 이양지 a ․ 김춘택 a
Ramjet Mode Combustion Test for a Dual-Mode Ramjet Engine Model with a Large Backward-Facing Step
Inyoung Yang a, * ․ Kyung-jae Lee a ․ Yang-ji Lee a ․ Chun-taek Kim a
a Engine System Research Team, Korea Aerospace Research Institute, Korea
* Corresponding author. E-mail: [email protected]
ABSTRACT
Ramjet mode combustion test was performed for a dual-mode ramjet engine model. The engine model consists of an air intake, a combustor and a nozzle. The combustor in the model has a large backward-facing step, designed to be used as a part of a rocket-based combined cycle engine. The test was performed at the flight speed of Mach 5 and the altitude of 24 km. Strong combustion was established only when the fuel was injected from both of the bottom-side and cowl-side wall. When the total fuel stoichiometric ratio was 1.0, distributed as 0.5 on the cowl side and 0.5 on the bottom side, the flow became subsonic at some portion in the combustor by thermal choking, i.e., ramjet mode was established for this condition.
초 록
이중 모드 램젯 엔진 모델의 램젯 모드 연소 시험을 수행하였다. 엔진 모델은 흡입구, 연소기 및 노즐로 이루어졌다. 로켓 기반 복합 사이클 엔진에 사용하는 것을 전제로 큰 후향 계단을 가지는 형상을 선택하 였다. 시험은 마하 5, 고도 24 km 조건에서 수행하였다. 연료를 카울면과 바닥면에 분산하여 다중 분사를 한 경우에 안정적인 연소를 달성할 수 있었다. 또한 연료 당량비를 카울면에서 0.5, 바닥면에서 0.5로 하여 총 당량비 1.0으로 한 경우에 연소기 내부에서 열질식이 발생하여 유동이 아음속으로 조성되는 램젯 모드 로 운전됨을 확인하였다.
Key Words: Dual-Mode Ramjet(이중 모드 램젯), Scramjet Engine(스크램젯 엔진), Rocket-Based Combined Cycle(로켓 기반 복합 사이클), Hypersonic Propulsion(극초음속 추진)
Received 7 June 2016 / Revised 21 October 2016 / Accepted 26 October 2016 Copyright Ⓒ The Korean Society of Propulsion Engineers pISSN 1226-6027 / eISSN 2288-4548
[이 논문은 한국추진공학회 2016년도 춘계학술대회(2016. 5. 25-27, 제주 샤인빌리조트) 발표논문을 심사하여 수정・보완한 것임.]
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스크램젯 엔진으로 운용할 수는 없고 우주 발사 체로 사용하기 위해서는 로켓과 결합된 로켓 기 반 복합 사이클(rocket-based combined cycle;
RBCC) 엔진으로 사용하여야 한다.
RBCC 엔진은 하나의 엔진에서 로켓 모드 및 기타 다른 추진 기관 모드를 모두 운용할 수 있 는 개념으로서, 스크램젯 엔진과 결합하면 이륙 에서부터 스크램젯 엔진의 최소 비행 속도까지 는 로켓 모드로, 이후 대기권을 벗어나기 전까지 는 스크램젯 모드로, 이후 대기권을 벗어난 이후 부터는 다시 로켓 모드로 운용함으로써 평균 비 추력이 높은 하나의 엔진을 사용하여 궤도에 도 달할 수 있어 재사용 가능한 단단 궤도 발사체 (single stage to orbit; SSTO) 개념을 실현할 수 있는 후보로 예상된다.
RBCC 엔진은 외형적으로 스크램젯 엔진 형상 을 갖도록 하고 연소기 내부에 로켓 노즐을 배 치하는 형태로 설계된다. 이 때 로켓 노즐의 배 치는 설계에 따라 후향 계단에 배치하거나 추가 적인 스트럿을 두어 그 내부에 배치하는데, 후향 계단에 배치하는 것은 스트럿 내부에 배치하는 것과 비교하여 유로의 급격한 확대에 의한 유동 인자 변화(마하 수 증가 및 정온도 감소)가 수반 된다는 단점은 있으나 스트럿에 의한 강한 충격 파 발생은 피할 수 있다는 장점도 있다.
한편 스크램젯 엔진을 스크램젯 모드만이 아 닌 램젯 모드에서도 운용할 수 있다면 이륙 후 마하 2~4 정도까지만 로켓 모드로 운용한 후 램 젯 모드로 전환하는 것이 가능해진다. 즉, 이륙 후 공기흡입 엔진이 작동할 때까지의 구간을 짧 게 하고 공기흡입 엔진의 작동 구간을 길게 하 여 엔진의 평균 비추력을 더욱 높일 수 있다. 하 나의 엔진에서 램젯 모드와 스크램젯 모드를 모 두 운용할 수 있는 개념으로는 이중 연소 램젯 (dual combustion ramjet; DCR)과 이중 모드 램 젯(dual mode ramjet; DMR)의 두 가지가 있는 데, DCR은 램젯 엔진용 연소기와 스크램젯 엔
은 이륙 후 로켓 모드, 램젯 모드, 스크램젯 모 드, 다시 로켓 모드의 순서로 운용된다.
이경재 등[1]은 이러한 엔진을 사용한 우주 발 사체의 개념 연구를 수행한 바가 있으며 그 연 구에서 로켓 모드에서 램젯 모드로의 전환은 마 하 3, 램젯 모드에서 스크램젯 모드로의 전환은 마하 6에서 수행하는 것으로 설계하였다. 또한 이 엔진의 설계 개념 중 일부를 시험적으로 검 증하기 위하여 설비에서 시험 가능한 크기의 DMR 엔진 모델을 설계/제작하였다. 이 논문에 서는 이 DMR 엔진 모델의 성능 시험과 관련한 내용을 다룬다.
2. 엔진 모델 및 시험 설비
2.1 시험 설비
시험에 사용한 설비는 한국항공우주연구원이 보유한 스크램젯 엔진 시험 설비로서, 그 상세한 구성이나 사양에 대해서는 이양지 등[2]에 기술 되어 있다. 설비 노즐 출구 면적은 657 cm2(가로 18.5 cm, 세로 35.5 cm)이다. 시험 조건은 비행 속도 마하 5, 고도 25 km에 해당하며, 엔진 흡 입구 상류의 전압력은 1.8 MPa, 전온도는 1,170 K, 엔진 주위의 정압력은 1.9 kPa로 조성하였다.
이 때 설비 노즐 출구의 공기 유량은 4.5 kg/s이 다.
2.2 엔진 모델
이 논문에서 사용한 엔진 모델에 대해서는 양 인영 등[3]에 상세히 기술되어 있으며, 여기에서 는 시험과 관련한 일부분만 다시 기술하였다. 엔 진 모델의 설계 비행 속도는 마하 6이다. 엔진 모델의 형상은 Fig. 1과 같다. 카울면을 포함하 여 4개의 램프로 이루어진 흡입구에 이어 격리 부(isolator)가 배치되며, 격리부의 끝에 큰 후향 계단(backward-facing step)이 있고 그 뒤에 연
Fig. 2 Fuel injection positions in the engine model.
소기부, 노즐부가 배치된다. 유로의 크기는 흡입 구 기준으로 높이 150 mm, 폭 70 mm이다. 유 로 높이는 격리부에서 17 mm로 줄어들고, 후향 계단은 높이 22 mm이며, 이는 여기에 로켓 노 즐이 설치되는 것을 가정한 것이다. 전체 모델의 길이는 1,700 mm이다.
연료는 기체 수소를 사용한다. 연료 분사 위치 는 Fig. 2의 inj1, inj2, inj6 및 inj1c와 같은데, 연 소기 바닥면에서는 후향 계단 직후에서 벽면에 수직하게 분사하며 카울면에서는 이보다 약간 하류에서 벽면에 30° 각도로 분사한다. 바닥면에 서는 별도의 보염기가 없고 카울면에는 공동 (cavity)형 보염기를 사용한다. 연료의 점화는 전 기 스파크 점화기를 사용하며, inj1의 20 mm 하 류 위치와 inj1c 하류의 공동 내에 각각 1개씩 설치하였다.
2.3 엔진 시험 및 데이터 측정 방법
본 연구에서는 엔진 모델 내부의 유동을 이해 하기 위하여 엔진 모델 내부 유로 벽면에서의 정압력 데이터를 획득하였다. 벽면 정압력 데이 터의 측정 위치는 Fig. 1의 ib1~ib15, cb1~cb31, nb1~nb6로 표기한, 모델 내부 유로에 수직한 압 력 탭 위치와 같으며, 깊이 방향(엔진 모델의 폭 방향)으로는 가운데 지점이다. 벽면 정압력은 2 kHz로 측정하였다.
Figure 3은 이렇게 획득한 데이터의 일부를 시 간에 따라 표시한 것이다. Fig. 3(a)에서 시간 8 초에 설비 구동이 시작되는데, 먼저 배기 이젝터
(a) In the intake
(b) In the combustor
Fig. 3 Wall static pressure (absolute) as a function of time.
가 작동하여 모든 센서의 압력이 10 kPa 이내까 지 떨어진다. 다음으로 설비 노즐에 공기 공급이 시작되어 최종적으로 시간 33초에 시험 조건이 안정된다. 이 때 마하 5 조건이 조성된다. 엔진 연료 공급은 37초에 카울면 인젝터, 38초에 바닥 면 인젝터에 연료 공급이 시작되어 각각 10초 동안 연료 공급이 이루어진다. ib5 및 이후의 압 력은 바닥면 연료 공급에 의한 영향을 받아 약 Fig. 1 DMR engine layout and instrumentation location.
해진다. 60초에 설비 노즐 공기 공급을 차단하며 63초에 이젝터 공기 공급도 차단한다. Fig. 3(b) 는 동일 시험에서 연소기 부분의 데이터이다. 흡 입구 부분에서 연소에 의한 압력 변화가 거의 없는 것과 대조적으로 연소기 부분에서는 연소 에 의해 압력이 크게 높아진 것을 알 수 있다.
한편, 엔진 모델 내부의 유동 특성을 파악하기 위해서는 벽면 정압력의 공간적 분포를 관측하 는 것이 필요하다. 이를 위해서 시간에 따라 데 이터의 변동이 크지 않은 안정된 구간을 골라 그 중 0.5초 혹은 1초 동안의 각 센서별 데이터 (센서 당 2,000개)를 평균하는 방법으로 데이터 의 시간 평균을 구하였다. 이렇게 시간 평균한 데이터를 유동 방향 위치에 따라 그래프로 표시 하여 벽면 정압력의 공간적 분포를 획득하였다.
또한, 벽면 정압력은 엔진 모델 입구 전압력에 따라 달라지는 값이므로 데이터 분석을 수행하 는 데 있어서는 벽면 정압력 을 모델 입구 전 압력 으로 무차원화하여 를 사용하였다.
3. 시험 결과
Table 1에는 각 시험(test run)의 연료 당량비 및 연료 분사 압력을 나타내었다. 연료 당량비 계산 시 연료 유량은 터빈 유량계 측정값을 사 용하였다. 엔진 흡입 공기 유량은 달리 측정하지 않고, 엔진 모델에 대해 3차원 전산유체해석을 수행한 결과 0.38 kg/s로 계산되어 이를 사용하 였다.
3.1 시험 데이터의 반복성
설비에 의하여 생성되는 엔진 모델 내부 유동 구조의 반복성을 확인하기 위하여 Fig. 4에 2회 시험(TR06 및 TR07)에서의 무차원화된 벽면 정 압력 데이터()를 함께 나타내었다. 그림에 서 알 수 있는 것처럼 무차원화된 벽면 정압력
TR05 0.3 0.6 - 1.32 2.72 - TR06 0.8 1.0 - 3.45 4.54 -
TR07 - - - - - -
TR08 0.7 1.0 - 3.20 4.64 - TR09 1.3 1.4 - 5.88 5.96 - TR12 0.5 - 0.5 2.97 - 2.23
Fig. 4 Test repeatability check.
은 높은 반복성을 보인다. 다만 흡입구 중 일부 지점에서는 다소 차이가 있다. 특히 ib7 지점의 경향은 차이가 큰데, 이것은 흡입구 카울 팁에 의해 생성된 충격파가 흡입구의 바닥면에서 만 나는 위치가 ib7의 설치 위치와 아주 가깝다는 점 때문이다. 즉, 약간의 설비 조건(압력이나 온 도) 변화만으로도 이 충격파의 위치가 ib7의 상 류가 될 수도, 하류가 될 수도 있는데, 충격파의 상류를 측정하느냐 하류를 측정하느냐에 따라 압력값이 크게 변할 수 있기 때문에 ib7의 값은 시험에 따른 반복성이 다소 떨어진다.
3.2 연료 분사에 의한 압력 변화
Fig. 5는 연료를 1번 분사구와 6번 분사구(모 두 바닥면에 위치)에서 분사하고, 점화기를
Fig. 5 Pressure rise by fuel injection(no combustion) (Fuel injection locations are marked with red arrows hereafter).
작동시키지 않아 연소가 이루어지지는 않는 경 우이다. 연료를 분사하지 않은 경우(“no fuel”)와 비교해 보면 연소가 이루어지지 않더라도 연료 분사에 의한 배압 상승에 의해 엔진 모델 내부 의 벽면 정압력이 상승하였다. 특히 연소기 내부 뿐만 아니라 흡입구 및 격리부의 압력에까지 영 향을 미치고 있다.
그러나 TR05와 TR06은 연료 분사량의 차이가 큰데도 불구하고(TR05는 0.3, 0.6, TR06 은 0.8, 1.0) 연료 분사에 의한 압력 변 화량은 크지 않다. TR06의 연료가 많기 때문에 연료 분사구 직후 위치에서의 압력이 TR05에 비 해 높을 뿐 다른 지점에서는 거의 차이가 없다.
3.3 바닥면 연료 분사 시의 연소 특성
Fig. 6은 연료 분사와 함께 연소가 이루어지는 TR08 및 TR09의 데이터이다. TR08을 TR06과 비 교하면 추가적인 압력 상승은 크지 않지만 앞서 언급한 것처럼 단지 연료 분사에 의해 발생할 수 있는 압력 상승보다는 크기 때문에 연소는 이루어지고 있는 상황이다. 다만 압력 상승량이 매우 적고 연소기 내부에서의 충격파 반사 구조 가 뚜렷이 남아 있는 사실로부터 연소는 매우 미약하며 연소기 내부에서 유동은 초음속으로 유지되었음을 알 수 있다. 즉, 이 시험에서는
Fig. 6 Combustion pressure rise(bottom injection).
램젯 모드 운전에는 실패하였다.
TR09 중 연료 당량비 1.3, 0.0인 경우 (1번 분사기에서만 연료 분사)를 TR08과 비교하 면 1번 분사기 전후에서 압력 상승이 약간 더 크고 그 하류의 충격파 구조도 약간 덜 뚜렷해 졌다. 이것은 TR08보다는 이 더 크기 때문에 연소에 의한 열 방출 및 압력 상승이 조금 더 크기 때문이다. 그러나 역시 연소는 매우 미약한 상태이다.
TR09 중 1.3, 1.4인 경우는 이전과는 양상이 다소 다른데, 6번 분사구에서 분사되는 연료의 연소로 인해 다소나마 압력 상승이 있고 이에 따라 연소기 내 상류 부분의 충격파 구조 가 크게 약화되었다. 그러나 여기에 1번 분사기 에서의 과도한 연료량까지 더해져 흡입구 불시 동(intake unstart)이 발생하여 ib3 위치까지 영 향을 받고 있다. 이에 따라 격리부 및 연소기 내 부의 압력이 전반적으로 낮아졌다.
이상과 같은 시험 결과로부터 바닥면 연료 분 사 시 안정적인 연소와 램젯 모드 구현이 어려 움을 알 수 있다. 이것은 이전 연구[3]의 전산해 석 결과에서도 예측하였듯이 RBCC용 엔진에서 로켓 노즐 통합을 위해 후향 계단의 높이가 과 도하게 커짐에 따라 후향 계단을 지나면서 유동 이 과도하게 가속되고 연소기 내부에서 상층부 와 하층부의 유동이 분리되기 때문이다(Fig. 7).
(a) Mach number
(b) Static temperature (unit: K)
(c) Fuel mass fraction
Fig. 7 Numerical simulation result at 0.8 and
0.6 (1.4) at ∞5[3].
3.4 바닥면 및 카울면 연료 분사에 의한 램젯 모드 구현 Fig. 8은 바닥면 및 카울면에서 연료를 분사한 경우의 데이터이다. 앞서 TR08이나 TR09와 비교 하면 연료 분사량이 훨씬 적음에도 불구하고 연 소기에서의 압력 상승은 훨씬 크다. 또한 연소기 내에서의 충격파 반사 구조도 완전히 사라졌다.
또한 900~1200 mm에 해당하는 연소기 확장 부에서 압력이 대체로 일정한 가운데 1000~1200 mm에서 연소기가 확장되고 있음에도 부분적으로 완만한 압력 상승이 있고 이후 다시 단면적이 일정한 연소기부인 1200~1300 mm 구간에서 압력이 감소하는 형태를 보인다. 이러 한 형태는 아음속 유동에 해당하는 것으로서, 정 성적인 형태로 미루어 연소기 내에서, 적어도 이 위치 근방에서는 유동이 아음속으로 감속되었음 을 알 수 있다. 이러한 유동의 감속은 연소에 의 한 것이라고 할 수 있으며 따라서 정성적으로 보아 이 조건에서 연소에 의한 열질식(thermal choking)이 발생하여 유동이 아음속화되는 램젯 모드 연소가 성공적으로 구현되었다고 할 수 있 다. 유동의 아음속화 여부에 대해서는 3.5절에서 정량적으로 다시 한번 논의하였다.
Fig. 8 Combustion pressure rise(bottom+cowl injection).
한편, 램젯 모드로 동작하는 동안 유로 내 각 위치에서의 압력은 시간적으로 큰 변화 없이 안 정적이었다. Fig. 7에 나타낸 시간 평균 데이터 를 획득한 1초 동안 압력의 시간에 따른 변화량 은 위치에 따라 해당 위치 압력값의 0.3~2.3%였 다(표준 편차의 상대값 기준).
3.5 유동 인자 정량화
이와 같이 획득한 벽면 정압력 공간적 분포는 참고 문헌 [4] 및 [5]에 따라 Eq. (1)-(3)과 같은 준일차원(quasi-one-dimensional; Q1D) 모델을 작성하여 다른 유동 인자로 환산하였다. 식에서 압력 는 실제 시험과정에서 획득하여 이미 알 고 있는 값이며, 질량 유량 , 유로 내 면적 , 유로의 수력학적 직경 , 주 유로 방향에 대한 연료 분사의 모멘텀 비율 도 설계에 의해 알고 있는 값이다. 유로의 마찰 계수 는 주어진 재 료 및 가공 방법에 대해 통용되는 값을 사용하 였다. 이러한 과정을 거쳐 유동의 속도 , 밀도
및 온도 를 얻을 수 있다.
(1)
(2)
Fig. 9 Total temperature & Mach number distribution calculated using Q1D model.
(3)
이와 같이 계산한 결과로 엔진 내부에서의 전 온도 및 마하 수를 Fig. 9에 나타내었다. 전온도 는 후향 계단 직후 연료가 분사되는 위치에서 급격한 상승이 있고 이후 확장형 연소기부(유로 단면적이 확장되는 연소기 부분)에서는 완만히 상승한 후 이후에 이어지는 일정형 연소기부(유 로 단면적이 일정한 연소기부)에서는 상승이 없 다. 이후 추력 노즐이 시작되는 부분에서 다시 급격한 상승이 한 차례 더 나타나는데, 이것은 확장형 연소기부에서 부분적으로 형성된 재순환 영역이 보염기 역할을 수행하여, 이 지점에 이르 기까지 연소가 되지 않고 남은 연료가 다시 활 발히 연소되기 때문으로 판단된다.
마하 수는 연료 분사 지점으로부터 약간 하류 에서 1.0에 이르며, 이후 확장형 연소기부에서 약간 높아졌다가 다시 낮아져 일정형 연소기부 직전에 아음속으로 진입한다. Q1D 모델의 계산 결과는 마하 수 최소값이 0.98로서 유동이 아음 속이라고 단정하기에는 어려움이 있으나 앞서 기술한 압력 분포의 정성적 분석 결과와 종합하 면 유동은 이 지점에서 아음속 영역에 진입한 것으로 판단된다.
4. 결 론
이 연구에서는 RBCC 엔진으로 사용하기 위하 여 큰 후향 계단을 가지고 있는 DMR 엔진의 축소형 모델에 대하여 램젯 모드 연소를 구현하 기 위한 조건을 시험적인 방법으로 연구하였다.
큰 후향 계단은 연소기 내 상층부와 하층부의 유동이 혼합되지 못하게 하는 등 DMR 엔진의 측면에서는 부정적인 영향이 있음을 알 수 있었 다. 따라서 RBCC 엔진을 설계할 때 후향 계단 의 높이를 최소화하거나 형상을 다르게 하는 등 의 방법으로 DMR 엔진의 운용성을 높이는 설 계를 하는 것이 필요하다.
이렇듯 불리한 조건에 대해 연료 분사기를 상 층부와 하층부, 즉 카울면과 바닥면으로 나누어 다중 분사를 수행하는 것이 안정적인 연소에 도 움이 됨을 시험에 의해 확인하였다. 이런 방법을 통해 연료의 총 당량비 1.0에서 DMR 엔진 모델의 램젯 모드 운용을 구현할 수 있었다.
References
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