Numerical Analysis and Design of the 2-D Variable Convergent-Divergent Thrust Vectoring Nozzle

硏究論文

2-D 가변 추력편향 노즐 설계 및 유동해석

김윤희* ․ 강형석* ․ 최성만**^†․ 장현수***

Numerical Analysis and Design of the 2-D Variable Convergent-Divergent Thrust Vectoring Nozzle

Yoonhee Kim* ․ Hyungseok Kang* ․ Seongman Choi**^†․ Hyunsoo Chang***

ABSTRACT

A numerical analysis was peformed for the supersonic aircraft with variable pitch thrust vector nozzle. Based on the requirement of the mixed turbofan engine of the supersonic aircraft, two dimensional thrust vector nozzle with variable pitch angle was designed. To investigate the effect of the thrust vectoring nozzle, the numerical analysis was conducted by using Fluent under the several pitch deflection angle.

초 록

초음속 항공기에서 피치 편향이 가능한 추력편향 노즐에 대한 해석적 연구를 수행하였다. 초음속 항 공기의 비행조건에서 터보팬 엔진의 기본성능을 도출하였으며, 이를 바탕으로 이차원형태의 피치 편향 이 가능한 추력편향 노즐을 설계하였다. 상용 해석프로그램인 Fluent 를 이용하여 축소확대 노즐에 대 한 기본 유동특성을 파악하고, 피치 추력편향시의 유동특성과 비교하였다.

Key Words: Thust Vectoring Nozzle(추력편향노즐), Convergent-divergent Nozzle(축소확산 노즐)

접수일 2010. 12. 1, 수정완료일 2011. 8. 22, 게재확정일 2011. 8. 25

* 학생회원, 전북대학교 항공우주공학과

** 종신회원, 전북대학교 항공우주공학과 부교수

*** 정회원, 국방과학연구소 7기술본부 2부

†교신저자, E-mail: [email protected]

[이 논문은 한국추진공학회 2010년도 추계학술대회(2010. 11. 25-26, 제주 샤인빌리조트) 발표논문을 심사하여 수정^・보완한 것임.]

Nomenclature

A = nozzle area (mm)

F = resultant thrust,^_^_^_^, (N) FA = thrust along body axis, (N)

FN = normal force, (N) FS = side force, (N) H = height, (mm) L = length, (mm)

Ls = length of nozzle divergent flaps, (mm) M = Mach number

NPR = nozzle pressure ratio (Pt8/Pamb)

 = mass flow rate, (kg/s) P = pressure, (Pa)

Pt = total pressure, (Pa) P∞ = ambient pressure, (Pa)

r = radius (mm) T = temperature, (K) Tt = total temperature, (K)

TSFC = thrust specific fuel consumption, (mg/N·s) V = velocity, (m/s)

W = width, (mm)

Xs = length from nozzle inlet to hinge, (mm) Xh = length from nozzle inlet to throat, (mm) δ_p = resultant pitch thrust angle, tan^-1(FN/F) (deg) δ_v,p = geometry pitch thrust angle, (deg) θ = convergence half angle, (deg) α = divergence half angle, (deg) Subscript

4 = main burner 7 = after-burner 8 = nozzle throat 9 = nozzle exit

1. 서 론

초음속 기동을 하는 항공기의 추력 편향기술 (Thrust vector control)은 기동력 향상 및 스텔 스 효과 등으로 최신의 항공기에 적용되고 있는 추세이다. 추력편향이란 비행기 추력의 방향 제 어를 통해 동체의 움직임을 변화시키는 것 으로 서, 추진 계통에서 이용되는 기술은 엔진 배기노 즐을 이용하여 분사되는 제트의 방향을 편향시 키는 것을 말한다.

직접적으로 배기가스의 추진방향을 변화시키 기 때문에 기동 비행 시 높은 받음각의 플랩을 이용하는 것보다 기동성을 더욱 향상시킬 수 있 는 장점이 있다[1, 2].

배기노즐을 이용한 추력편향 방법은 크게 유 체 역학적 방법과 기계 역학적인 방법으로 나뉜 다. 유체역학적 방식의 장점은 기계역학적인 방 법과는 달리 별도의 엔진중량을 증가시키지 않 고 추력을 편향시키는데 있다. 하지만 유체 역학 적 방식의 핵심인 압축 공기의 분사와 조작에 따라 불확실한 편향차이를 보임으로 이에 대한 많은 연구가 요구되고 있다. 기계역학적인 방법

은 노즐 형태와 편향 방식에 따라 나뉘며 대표 적으로 축대칭 노즐을 이용한 편향방법과 이차 원 노즐을 이용한 편향방법이 있다. 기계 역학적 방법의 장점으로는 노즐의 형상을 직접 변화시 키기 때문에 노즐내부를 지나는 유동의 흐름변 화가 커지면서 추력편향각도 커지게 된다.

축대칭 노즐의 경우 복잡한 기계장치를 필요 로 하며, 이차원 노즐의 경우 상대적으로 간단한 구조를 이용하여 기계장치 및 조작이 쉽다는 장 점이 있다. 또한, 엔진 내부를 통과하는 고온의 배기가스에서 발생되는 적외선을 이차원 편향을 통해 감출 수 있으며 노즐형상에 반사되는 레이 더신호를 줄일 수 있어 전투기의 은닉기술인 스 텔스 성을 높일 수 있다[1, 3, 4, 5].

이러한 추력편향 기술의 연구는 현재 미국 GE, NASA등을 중심으로 연구가 활발하게 진행 되고 있다[6]. 하지만 국내에서는 몇몇 수치 해 석적 연구 외에는 관련분야의 연구가 매우 제한 되어 있는 상황이다. 본 연구에서는 가변 및 추 력 편향을 수행하는 이차원 축소-확산 노즐을 설 계하고, 상용 전산해석프로그램인 Fluent를 이용 하여 설계된 노즐에 대한 유동해석을 수행하고 자 한다.

이러한 유동해석 결과는 이차원 추력편향 노 즐의 기본 작동 메커니즘을 이해하고, 항공기의 특성에 맞는 추력편향 노즐 설계의 참고 자료로 이용될 수 있을 것으로 기대된다.

2. 노즐 설계

추력편향노즐설계를 위하여 Kim[7] 등의 연구 에서 제시한 가상의 초음속 항공기를 모델로 하 였다. 이때 추진기관은 바이패스 비가 0.34인 후 기연소기가 장착된 터보팬 엔진으로 항공기는 고도 40 kft에서 최대 마하수 1.8까지 비행 가능 하다. 배기시스템은 가변 축소확대 노즐을 사용 하며 동시에 가변피치가 ±20^o 가능하도록 제안 되었다.

항공기의 다양한 작동조건에서 가변노즐의 형 상을 설계하기 위해서 항공기의 작동조건을 지

Condition

Case 1 Case 2 Case 3 Case 4 0 kft 30 kft 30 kft 40 kft

M=0.01 M=0.9 M=1.5 M=1.8

Tt7(K) 2000 821 1013 2000

NPR 3.38 5.88 12.31 15.64

M9(Mach) 1.57 1.59 2.19 2.16

(kg/s)　 76.81 38.68 73.27 61.69

F(N) 83,655 21,107 43,302 60,688

Table 1. The engine operating condition

M9: Nozzle Exit Local Mach No.

상 이륙 시, 마하 0.9 순항 비행 시, 애프터버너 의 작동 없이 초음속 순항을 하는 마하 1.5 의 슈퍼 크루저 조건, 그리고 최대 마하수 1.8 로 비행할 때를 기준으로 하여 초음속 축소 확대 노즐의 기하학적 설계를 수행하였다. 이러한 비 행조건에서의 엔진성능해석은 AEDSYS S/W[8]

를 이용하여 계산하였으며 결과가 Table 1에 제 시되어 있다.

엔진작동조건을 이용하여 초음속 축소 확대 노즐의 기하학적 형상을 다음과 같은 방법으로 구하였다. 축소 확대 노즐의 개략도는 Fig. 1에 제시되어 있다. 노즐 목 면적 (_)은 설계점 성 능 분석을 통해 얻은 데이터를 이용하여 노즐 초크 조건과 질량 유량율 으로부터 결정 하였다.

이때 노즐의 면적을 결정짓는 최대 축소 각(^) 및 최대 확대 각()은 노즐 속도계수(CV) 및 유 출계수(CD)와 밀접한 관계를 갖기 때문에 면적 비 변화에 따라 속도계수 및 유출계수에 따른 축소각과 확대 각에 대해 참고문헌[7, 9]을 이용 하였다. 이후 목면적과 출구 면적 값을 이용하여 노즐 목의 반지름()과 출구 반지름 ()값을 순 차적으로 구하였다.

엔진의 축대칭 축소 확대 노즐은 실험결과와

Fig. 1 Nozzle Geometry

Condition Case 1 Case 2 Case 3 Case 4

_ (kg/s) 0.81 0.88 1.84 3.49 Pt8(kPa) 342.50 595.82 1247.27 1584.59

Tt8(K) 300 300 300 300

M9(Mach) 1.6 1.61 2.25 2.23

NPR 3.38 5.88 12.31 15.64

F(N) 336 423 1011 1963

Table 2. The operating condition of scaled nozzle

Condition Case 1 Case 2 Case 3 Case 4 H7 (mm) 45.21 45.21 45.21 45.21 W7 (mm) 45.21 45.21 45.21 45.21 W8 (mm) 45.21 45.21 45.21 45.21 W9 (mm) 45.21 45.21 45.21 45.21 H8 (mm) 23.37 14.73 14.73 21.84 H9 (mm) 28.19 17.78 29.72 43.94

Table 3. The dimension of scaled nozzle

비교할 수 있도록 목 반경(Nozzle Throat Radius) 기준 1/16로 축소하였으며 Table 2에 결과가 제시되어 있다. 그리고 축소된 계산 모델 의 경우 실험조건과 동일하게 계산하기 위해 작 동유체를 표준온도의 이상공기로 가정하였고, 비 행속도를 0 으로 하였다.

축소시킨 축대칭 모델노즐은 2차원 축소 확대 노즐로 압력손실을 고려하여 등가면적 변환하였 으며, Table 3에 결과가 제시되어 있다. 피치 편 향 각은 Taylor[10] 연구에서와 같이 ±20°의 변 화가 가능하도록 하였다. 피치편향 노즐의 개략 도는 Fig. 2에 제시되어 있다. 피치플랩의 힌지

Fig. 2 Schematic of thrust vector nozzle (Side view)

Fig. 3 3-D view of thrust vector nozzle (Mach=1.5, (Xs-Xh)/Ls=0.67)

위치는 힌지 위치 비(___)를 이용한다.

이때 Xs 는 노즐 입구에서 힌지위치까지의 거리 를 나타내며, Xh 는 노즐 입구에서 노즐 목까지 의 거리이다. 노즐 목에 위치할 경우 0.0, 노즐 출구에 힌지가 위치할 경우는 1.0 의 값을 갖는 다. Fig. 3은 M=1.5에서 힌지위치비가 0.67일 때 의 피치편향노즐 모델이다.

3. 수치 해석

추력편향노즐의 다양한 형상에 대한 추력특성 을 이해하기 위해서 Fluent를 이용하여 2차원 수 치해석을 수행 하였다.

(a) Normal case (Side view)

(b) Pitch case (Side view) Fig. 4 Grid systems

Variable Parameter

Nozzle Inlet Total Pressure Total Temperature Nozzle Outlet

Ambient Condition (Static Pressure, Static Temperature) Wall Condition No-Slip, Adiabatic

Turbulent Model SST K-ω Turbulence Model Operating Fluid Air

Specific Heat

Ratio(γ) 1.4

Table 4. Boundary condition

Figure 4는 본 연구에서 적용된 노즐 형상 변 수 중 M=1.5에서 피치플랩이 없을 때 힌지 위치 비가 1인 경우((a) Normal case) 와 피치편향을 수행할 때((b) Pitch case) 격자 계를 나타내고 있다. 피치편향을 하지 않을 경우 격자수는 27,560개이며, 피치편향을 할 경우 격자수는 59,630개이다. 2차원 수치해석 결과 계산된 단위 면적당 추력은 엔진 축소모델과의 비교를 위하 여 축소노즐의 출구면적을 곱하여 계산하였으며, 단위는 N 으로 나타내도록 하였다. 수치해석 경 계 조건은 Table 4와 같다. 계산 시 실험과의 비 교를 위해 노즐 상류 전 온도를 Tt7=300 K로 가 정하였으며 노즐 후방의 외부유동장의 압력을 대기압으로 설정하여 계산을 수행하였다.

4. 결과 및 분석

Figure 5는 노즐 압력 비에 따라 변하는 추력 분포도를 보여주고 있다. 추력 계산은 아래 식 (1) 을 이용하여 계산하였으며, 노즐 출구면의 각 계산격자에서의 면적, 속도, 압력, 그리고 공 기유량을 이용하여 격자 별 추력을 계산하고 이 것을 전체 격자에 대해 합산한 값을 이용하였다.

  _ __{ }_ (1)

Figure 5의 수치해석에서 얻어진 추력 값에서 NPR이 커질수록 추력도 증가하는 것을 볼 수

Fig. 5 Thrust with NPR

NPR=3.38 NPR=5.88

NPR=12.31 NPR=15.64 Fig. 6 Pressure distribution with NPR

있다. 하지만 AEDSYS S/W 로 계산한 일차원 해석결과보다 약 6 ~ 37% 정도 작은 값을 보임 을 알 수 있다. 특히 NPR 이 3.38 일 경우 그 차이는 약 37%, NPR 이 5.88 인 경우 19% 로 매우 크게 나타나나, NPR 이 12.31 인 경우 6.7%, NPR 이 15.64 인 경우에는 6% 정도로 추 력손실이 작게 나타남을 볼 수 있다. 이러한 이 유는 Fig. 6의 압력분포에서 설명이 가능하다.

Figure 6 에는 각 비행조건에서의 노즐 유동에 대한 압력분포도가 제시되어 있다. NPR 이 3.38 인 경우 확산부 내부에 경사 충격파가 중첩되어 발생되는 것을 확인 할 수 있으며, NPR 이 점차 증가하여 NPR 이 15.64 인 경우에는 노즐 내부 에서의 경사 충격파는 중첩되지 않고 노즐 외부 로 적절하게 팽창되고 있음을 알 수 있다. 따라 서 노즐 목을 지난 후 내부의 충격파의 형상이 추력에 크게 영향을 줌을 확인 할 수 있다.

Figure 7은 힌지위치에 따른 축소 확대 노즐의 형상을 나타내며 이에 따른 속도 분포도는 Fig.

(a)(Xs-Xh)/Ls=0.0 (b) (Xs-Xh)/Ls=0.33

(c) (Xs-Xh)/Ls=0.67 (d) (Xs-Xh)/Ls=1.0 Fig. 7 Top view with hinge location (M=1.5)

(a) (Xs-Xh)/Ls=0.0 (b) (Xs-Xh)/Ls=0.33

unit: m/s

(c) (Xs-Xh)/Ls=0.67 (d) (Xs-Xh)/Ls=1.00

Fig. 8 Velocity distribution with hinge location (Xs-Xh)/Ls

8에 도시하였다. 힌지위치가 노즐 목에 위치할 때(^___=0.0) 확대각과 확산부가 없기 때 문에 피치 플랩 면은 평판 면이 된다. 확대 각이 없는 평판만 있는 노즐형상에서는 노즐내부에서 속도의 증가가 이루어지지 않고 힌지 위치가 0.33, 0.67 일 경우 노즐 내부에 경사충격파가 발 생하여 많은 간섭현상을 일으킨다. 즉 힌지 위치 가 1.0 인 경우 초음속 노즐의 확대부가 당초 엔 진 운영조건에서 제시된 값과 동일한 속도로 작 동유체를 가속시킴을 의미한다. 힌지 위치가 0.0 에서 1.0 인 경우 당초 엔진모델에서 제시된 노 즐의 확대부를 가지지 못하고 피치 운동을 하는 작동면을 가지게 되므로 설계된 출구 속도를 얻 을 수 없게 된다.

Figure 9에는 힌지 위치 비에 따른 압력분포가 제시되어 있다. 힌지 위치비가 1 인 경우 설계압 력비와 유사한 압력분포를 보이나, 힌지위치비가 0 인 경우 적절하게 팽창을 하지 못하고 설계된

Fig. 9 Pressure ratio with hinge location (NPR=12.07)

(d) (Xs-Xh)/Ls=1.00 (c) (Xs-Xh)/Ls=0.67

(a) (Xs-Xh)/Ls=0.0 (b) (Xs-Xh)/Ls=0.03

Unit: Pa

Fig. 10 Static pressure distribution with hinge location (δV,P=0˚)

목의 위치를 지나고 나서도 평면판과의 간섭으 로 인해 계속적인 압력과 팽창이 발생하며 이러 한 잦은 충격파의 간섭은 운동에너지 전환에 따 른 많은 에너지 손실을 발생시킨다.

Figure 10은 힌지 위치비에 따른 노즐내부 정 압력을 나타내고 있다. 플랩힌지 위치가 0.33, 0.67 인 경우 경사충격파가 벽면에서 수 회 발생 하는 것을 볼 수 있으나, 힌지위치가 1.00 인 경 우 노즐 내 압력분포가 완만하게 변화됨을 볼 수 있다.

따라서 힌지위치에 따라 유동흐름은 노즐 목 에서 출구로 힌지가 위치할수록 노즐내부에서 벽면과의 간섭이 적기 때문에 압축과 팽창의 반 복횟수가 적어지고 이것은 추력의 증가로 나타 난다. 힌지위치가 1 인 경우 Fig. 9에서도 볼 수 있듯이 노즐 목의 곡률 차에 따라 발생하는 압 력손실을 회복하기 위한 증가 외에는 다른 압력

Fig. 11 Thrust with hinge location

Fig. 12 Schematic view with pitch vector ((Xs-Xh)/Ls =

0.33)

변화가 없으며 이것은 힌지위치가 1 일 때 추력 손실이 적음을 의미한다. 이를 비교하기 위해 Fig. 11 에 노즐 힌지위치에 따른 총 추력을 제 시하였다. 노즐 힌지위치가 목에 위치할 경우 가 장 추력이 낮고, 힌지위치가 1 으로 갈수록 설계 추력에 점차 근접함을 알 수 있다.

피치 편향 각에 따른 추력손실을 살펴보기 위 해 편향 각이 0˚, 10˚, 20˚일 때를 각각 계산하였 으며, 피치 편향에 대한 노즐형상이 Fig. 12 에 제시되어 있다.

이때의 노즐 힌지 위치 비는 0.33으로 노즐 확 산부에 위치하고 있다. Fig. 13에 0°, 10°, 20˚로 피치편향을 수행했을 때의 정압분포가 제시되어 있으며, Fig. 14에 피치 편향 각에 따른 노즐중 심부, 윗면, 아랫면에 대한 압력분포가 제시되어 있다. Fig. 13 과 Fig. 14에서 노즐 목까지의 압 력분포는 아랫면과 윗면이 대칭을 이루나 노즐 목을 지나 하류로 유동이 갈수록 피치편향의 반 대쪽인 윗면에서 높은 압력이 생성됨을 알 수 있다. 이 경향은 피치 각이 10° 에서 20˚ 로 갈 수록 더욱 뚜렷하게 나타남을 알 수 있다.

(a) ^ 

Unit: Pa

(b) _ 

(c) _ 

Fig. 13 Static pressure distribution with pitch angle

Fig. 14 Nozzle pressure ratio with pitch vector (NPR=12.31)

Figure 15는 피치편향에 따른 추력을 나타내고 있다. 편향각의 증가에 따라 축 추력은 피치편향 이 없을 경우 914 N에서 편향각이 각각 10°, 20°

인 경우 876 N, 825 N 으로 감소하고 수직방향 추력은 편향각이 각각 10°, 20° 인 경우 174 N, 300 N 으로 점차 증가하는 볼 수 있다. 또한 피 치 편향각이 20° 로 커질수록 총추력은 914 N에 서 878 N 으로 감소하여 약 4% 정도의 추력 손 실이 발생한다. 이 때 수직 추력은 전체 추력의

Fig. 15 Thrust with pitch angle (M=1.5, (Xs-Xh)/Ls

= 0.33)

약 34% 정도가 됨을 알 수 있다. 이는 Scott[11]

등의 실험 연구에서 유사하게 측정된 바 있으며, Scott 등은 F-18 모델을 이용한 추력편향 실험 연구에서 추력편향각이 20° 일 경우(NPR=4), 총 추력에 대해 약 16% 의 수직 추력을 가지며, 추 력 편향 시 전체추력 손실이 항상 발생함을 측 정 한 바 있다. 이는 피치 편향에 따라 경사충격 파의 위치가 점차 변화되고 중첩되어 결과적으 로 추력손실로 나타나는 것으로 판단된다.

5. 결 론

초음속 항공기에 적용 가능한 가변 추력 편향 노즐을 설계하고 이에 대한 수치해석을 수행하였 다. 피치편향판의 힌지위치는 가능한 노즐 출구에 위치하는 것이 추력손실을 최소화 할 수 있는 방 안으로 판단된다. 그리고 피치 편향 각이 커질수 록 노즐 내부에서의 아랫면과 윗면의 압력차는 심해지며, 노즐 내부에서의 복잡한 충격파의 중첩 으로 추력손실이 점점 커짐을 확인 할 수 있었다.

후 기

본 연구는 국방과학연구소 기초연구인 "추력편 향노즐 성능해석 및 모델링" 과제의 지원을 받아 수행되었습니다.

참 고 문 헌

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Second Edition, 2002, pp.11-18

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