†2009년 7월 17일 접수 ~ 2009년 10월 8일 심사완료
* 정회원, 충남대학교 항공우주공학과
** 정회원, 한국항공우주연구원 추진기관팀
*** 정회원, 청양대학교 소방안전관리학과
**** 정회원, (주)한화 대전공장 개발부 연락저자, [email protected]
고고도 환경 모사용 축소형 디퓨저 설계 및 시동특성 연구
이양석* ․ 전준수* ․ 고영성* ․ 양재준** ․ 김선진*** ․김정훈****
An Experimental Study on Design and Starting Characteristics of a Sub-scale Diffuser for Simulating
High-Altitude Environment
Yangsuk Lee* ․ Junsu Jeon* ․ Youngsung Ko* ․ Jaejun Yang** ․ Sunjin Kim*** ․ Junghoon Kim****
ABSTRACT
This experimental study was performed to find the important design parameters and the starting characteristics of a supersonic exhaust diffuser. The experimental study was carried out on a scaled down model of straight cylindrical supersonic exhaust diffuser, in order to evaluate the effects of operating fluid(air, nitrogen), the diffuser inlet area over the primary nozzle throat area(), the inlet pressure of primary nozzle, diffuser length over diffuser inner diameter() and existence or nonexistence of diffuser divergence. The test results showed that the starting pressure increased with decrease in diameter of primary nozzle, and the measured starting pressure of the diffuser had approximately 90∼98% efficiency as compared with the predicted starting pressure. Also, the diffuser was started at all case, regardless of (above 8.4) and diffuser divergence. The result of this study can be used as an essential database for developing a simulated high-altitude facility for real-scale model.
초 록
본 연구는 초음속 축소형 디퓨저의 설계 및 시동 특성에 영향을 주는 변수를 파악하기 위하여 상온 의 공기와 질소 가스를 사용하여 실험을 수행하였다. 1차 노즐의 목 면적의 변화, 1차 노즐 전단의 압 력 변화, 디퓨저 길이와 직경의 비() 그리고 디퓨저의 팽창부 유·무에 따른 디퓨저의 시동 특성을 알아보았다. 실험 결과 1차 노즐의 직경이 감소할수록 디퓨저 시동압력은 증가하였으며, 디퓨저의 예측 모델과 비교하여 90∼98%의 장치 효율을 확인하였다. 또한 가 8.4이상인 디퓨저와 팽창부의 유·
무에 관계없이 디퓨저는 정상적으로 시동하였다. 본 실험 결과는 실물형 고고도 환경 모사 장치의 개 발에 있어서 기초 자료로 활용될 것이다.
Key Words: Diffuser(디퓨저), High-Altitude Environment(고고도 환경), Starting Characteristic(시동 특성), Vacuum Chamber(진공챔버), Nozzle Throat(노즐목)
1. 서 론
일반적으로 항공우주 추진기관 엔진의 개발 과정에서는 추진기관의 성능이 요구되는 설계
목표치를 충분히 만족하는지 확인하는 과정이 반드시 필요하다. 특히 고체 로켓 모터(SRM)와 같이 고고도 환경 하에서 작동하는 상단 추진기 관의 경우 정확한 추력 및 점화 특성의 예측과 신뢰도 확보가 개발 과정에서 반드시 필요하며, 성능을 최종적으로 입증하기 위해서는 실제 작 동 환경인 고고도 환경 하에서의 연소실험이 필 수적이다. 그러나 실제 비행 시험을 통한 검증에 는 막대한 비용이 소모되므로, 지상에서 인위적 으로 실제 고고도 작동 환경과 유사한 대기(저온 /저압) 조건을 모사하여 설계 목표 대비 성능 파악 및 신뢰도를 확인하는 것이 일반적이다. 지 상에서 고고도 환경을 모사하는 가장 간단한 방 법으로 추진기관에서 발생하는 고압 연소가스의 모멘텀을 이용하는 디퓨저형 모사 시험장치가 일반적으로 활용되고 있다[1-2]. 항공우주 개발 선진국에서는 이미 고성능 대형 고고도 환경 모 사 설비를 확보하고 있으나, 국내에서는 아직까 지 주로 축소형 모델에 대한 연구만이 진행되고 있는 실정이며 그나마도 주요 설계 인자에 대한 실험을 통한 검증 데이터는 부족한 실정이다 [3-7].
따라서 본 연구에서는 향후 개발될 실물형 고 체 로켓 모터 및 대형 고고도 환경 모사용 실험 설비의 기초 데이터베이스를 확보하기 위하여, 먼저 상온의 고압 가스를 이용하여 cold flow test를 수행할 수 있는 축소형 디퓨저를 설계/제 작하여 실험을 수행하였다. 먼저 1차 노즐목 직 경의 변화와 1차 노즐 전단 압력 변화에 따른 디퓨저 및 진공 챔버 내의 압력 특성을 파악하 고, 디퓨저 길이 변화()와 디퓨저 팽창부 유 무에 따른 진공 챔버 및 디퓨저의 내부 압력 분 포 특성을 파악하고자 하였다.
2. 실험장치 및 방법 2.1 실험장치
고고도 환경 모사를 위하여 구축된 실험 장치 는 Fig. 1과 같이 크게 1차 노즐 전단에 다양한 압력을 형성해줄 수 있는 고압 기체 공급부, 1차 노즐과 디퓨저 및 진공 챔버가 장착된 실험부
Fig. 1 Schematic of test apparatus
(test section)와 자료 획득 및 제어 계측부의 세 가지로 구성되어 있다.
2.1.1 고압 기체 공급부
실물형 고체 로켓 모터의 연소압에 해당하는 압력은 고압의 질소 탱크(200, 0.8)와 공기 탱크(200, 0.4)를 이용하여 1차 노즐 전단 에 모사하였다. 또한 충분한 유량 계수(=1.8)를 가지고 있는 니들 밸브를 이용하여 모사하고자 하는 다양한 연소압을 1차 노즐 전단에 안정적 이고 충분한 시간 동안 형성할 수 있다. 그리고 안전을 위하여 모든 고압 배관과 탱크에는 안전 밸브를 장착하고 본 실험을 수행하였다.
2.1.2 실험부(test section)
실험부는 실물형 로켓 모터를 모사하는 1차 노즐과 노즐을 통과한 고압 가스의 모멘텀을 이 용하여 진공압을 형성할 수 있는 디퓨저, 그리고 실제 진공압이 형성되는 진공 챔버로 구성되어 있다. 1차 노즐은 노즐 출구 직경()을 16.6
로 고정한 상태에서 노즐 목 직경()을 각각 4.3, 3.2, 2.8로 변경하여 노즐 팽창비() 가 14.6, 26.8, 35.0인 3가지 형태로 설계/제작되 었다. Fig. 2에서 보는 바와 같이 디퓨저는 입구 직경() 21, 총길이() 260(확장부 포함, 길이 고정), 1차 노즐의 출구 면적 대비 디퓨저 의 입구 면적의 비()가 1.6인 것(Case 1)과
입구 직경() 18.3, 총길이() 115, 155
, 195, 227(확장부 포함, 가변), 1차 노 즐의 출구 면적 대비 디퓨저의 입구 면적의 비 ()가 1.2(Case 2)인 두 가지 종류로 설계/제 작되었다. 설계/제작된 1차 노즐과 디퓨저의 자 세한 설계 변수는 Table 1, 2와 같다.
2.1.3 자료 획득 및 제어 계측부
본 실험에서의 주요 측정 변수는 1차 노즐의 전단 압력과 1차 노즐에서 나온 주유동의 모멘 텀에 의한 유입(entrainment) 효과로 진공 챔버 내에 형성된 진공압과, 그에 따른 디퓨저 내의 길이 방향에 대한 압력 분포이다. 설치된 압력센 서의 위치는 Fig. 3과 같으며, 압력 신호 획득을 위하여 전기식 진공 압력계(Valcom)를 진공 챔버
Case 2 Case 1
Fig. 2 Photo of scaled down diffuser (case 1, 2)
Parameter (Nozzle) Type 1 Type 2 Type 3 Throat diameter ( ) 4.3 3.2 2.8
Exit diameter ( ) 16.6
Expansion ratio () 14.6 26.8 35.0 Contraction angle () 60
Divergence angle () 30
Expected () 17 30 39
(Case 1) 23.8 43.1 56.3 Table 1. Specification of primary nozzle
Parameter (Diffuser) Case 1 Case 2(=2.8) Inlet diameter ( ) 21 18.3
Length ( ) 260 227, 195, 155, 115 Divergence length () 50 40
12.4 12.4, 10.6, 8.4, 6.3 Divergence angle () 6 12
1.6 1.2 Table 2. Specification of diffusers (Case 1, 2)
Fig. 3 Location of pressure transducer (Case 1)
의 전면과 디퓨저의 길이 방향으로 장착하였으 며, 진공 테스트 게이지(0~760, Matheson)를 동시에 장착하여 정확도를 확보하였다. 측정된 압력 신호는 실시간으로 아날로그/디지털 변환 기(DT-3003)와 측정된 데이터를 저장할 수 있는 개인용 컴퓨터(DASYlab 6.0)와 실시간 계측장비 인 Odyssey를 이용하여 그래프로 확인할 수 있 다.
2.2 실험 방법
본격적인 데이터 획득 실험에 앞서 진공 챔버 와 디퓨저에 장착되는 전기식 진공 압력계의 보 정 작업이 이루어졌으며, 노즐과 진공 챔버와 디 퓨저의 연결 상태를 확인하기 위해 진공 펌프를 이용한 기밀테스트가 수행되었다.
먼저 상온의 질소(공기)를 이용하여 1차 노즐 의 전단 압력 변화에 따른 디퓨저의 시동 압력 과 디퓨저 내부의 압력 분포를 파악하고, 이론식 (1) 과 같은 수직 충격파(Normal-shock theory) 모델로 계산된 디퓨저의 시동 압력값과 비교하 였다[1].
식 (1)
실험 조건은 먼저 Case 1의 디퓨저와 Table 1 에 나타낸 Type 1, 2, 3의 노즐을 장착하여, 기 본적인 1차 노즐 전단 압력 및 디퓨저 직경/노 즐목 직경비() 등의 효과를 살펴보았다. 다 음으로 노즐목 직경()을 2.8로 고정한 상태 에서 Case 2의 디퓨저를 장착하여, 디퓨저 길이
변화와 디퓨저 입구 직경비() 및 디퓨저 팽 창부의 유․무에 따른 디퓨저의 시동 압력과 디 퓨저 내부의 압력 분포를 비교/분석하였다. Fig.
4는 총 길이()가 227(확장부 포함)인 Case 2의 디퓨저가 실험대에 장착된 사진이다.
3. 실험 결과 및 토의 3.1 기밀 실험
본 실험에 앞서 실험대에 1차 노즐, 진공 챔 버, 디퓨저를 조립/장착한 후, 진공 펌프를 이용 하여 진공 챔버와 디퓨저에 진공압을 조성한 후 버블을 이용하여 각각의 체결 상태를 확인하였 다. Fig. 5는 Case 1의 디퓨저일 때의 기밀 실험 결과를 보여주고 있다. 약 200초 동안 진공 챔버 내의 압력 변화는 거의 없었으며, 본 실험 시간 이 10~15초 사이임을 감안한다면 누설이 없는 것으로 판단된다.
3.2 노즐 형상 변화에 따른 디퓨저 시동 압력 및 내부 압력 특성
Figure 6은 로켓모터의 노즐목을 모사하는 1차 노즐목 면적 변화에 따른 디퓨저의 시동 압력을 파악하기 위하여, 1차 노즐의 전단 압력을 단계 적으로 상승시키면서 진공 챔버 내의 압력 변화 를 나타낸 것이다. 노즐 목의 직경이 2.8에서 3.2, 4.3로 증가함에 따라 시동 압력은 40
, 30, 20로 점차로 낮아짐을 확인할 수 있다. 이는 디퓨저의 시동 압력이 디퓨저의 입구 면적과 1차 노즐목의 면적비()와 비열 비()에 의해서 결정된다는 이론과 일치하는 경 향이다[1-2].
Fig. 4 Installed diffuser(Case 2) for cold flow test
Fig. 5 Leak test (Case 1)
Fig. 6 Variation of vacuum chamber pressure with respect to inlet nozzle pressure (Case 1)
또한 작동 유체의 변화에 따른 진공 챔버와 디퓨저 내의 특성을 파악하기 위하여, 공기와 질 소를 이용하여 1차 노즐 전단에 동일한 압력을 형성한 후 진공 챔버 내의 압력 특성을 확인하 였다. 결과적으로 작동 유체의 비열비가 동일할 경우, 디퓨저의 시동 압력은 일정하게 유지됨을 확인하였다.
Figure 7은 디퓨저의 예측 모델 중 하나인 수 직 충격파 모델로 계산된 식 (1)의 시동 압력과 실험값과 비교한 것이다[1,4]. 실험 결과 노즐 목 면적과 디퓨저 입구 면적의 비()가 증가할 수록, 디퓨저 시동 압력()도 거의 선형적 으로 증가하는 것을 확인할 수 있다. 또한 수직 충격파 모델을 이용하여 시동 압력을 예측하여 실험값과 비교하였을 때, 설계/제작된 축소형 디 퓨저는 약 90～98%의 장치 효율을 나타내었다.
Fig. 7 Variation of and efficiency with respect to (Case 1)
Figure 8(a)~(c)는 질소를 이용하여 1차 노즐의 전단에 다양한 모사 연소 압력을 형성하였을 때.
디퓨저 축방향 거리()에 따른 디퓨저 내부의 압력 특성을 의 무차원 수에 대해 나타낸 것이다. Fig. 8에서 볼 수 있듯이, 노즐목 직경이 4.3, 3.2, 2.8일 때의 시동 압력은 각각 20, 30, 40 로, Table 1의 수직 충격파 모델에서 예측 한 17, 30, 39 와 매우 비슷한 수치를 나타내 었다.
또한 Fig. 8(a)~(c)의 디퓨저 내부의 압력 분포 는 세 가지 경우 모두, 1차 노즐의 전단 압력이 시동 압력을 약간 지나기 전까지는 전체적으로 선형적인 압력 회복을 보여주고 있다. 그러나 1 차 노즐의 전단 압력이 시동 압력보다 약간 큰 경우부터는 가 약 4.5인 지점에서 압력이 선 형적으로 회복되지 않고 다시 강하하는 압력 구 배의 구간이 존재함을 알 수 있다. 이 지점 부근 에서 1차 노즐의 출구에서 나온 유동이 디퓨저 내부의 벽면에 충돌하여 경사 충격파가 형성되 었다고 판단된다. 경사 충격파를 지난 유동은 마 하수의 감소와 정압력의 증가, 마하수의 증가와 정압력의 감소과정을 반복하면서 점차 디퓨저 내부의 유동이 발달하고 완벽한 complex shock wave를 형성하게 된다. 따라서 가 약 4.5인 지점에서 마하수는 증가하고 정압력이 감소하는 압력 구배의 지점이기에, 가 약 4.5인 부분 전단에서 경사 충격파가 형성되었다고 판단된다.
(a) =4.3
(b) =3.2
(c) =2.8
Fig. 8 Pressure distribution along the location of diffuser with respect to nozzle inlet pressure (Case 1)
3.3 에 따른 디퓨저 시동 압력 및 내부 압력 특성 Figure 9는 Case 2의 디퓨저에서 의 변화 에 따른 디퓨저의 시동 압력을 파악하기 위하여,
Fig. 9 Variation of vacuum chamber pressure with respect to inlet nozzle pressure (Case 2 :
=2.8, =1.2)
Case 1 (=1.6) Case 2 (=1.2) Fig. 10 Primary nozzle location
1차 노즐의 전단 압력을 단계적으로 상승시키면 서 진공 챔버 내의 압력 변화를 관찰한 것이다.
가 8.4 이상인 디퓨저에서는 시동 압력의 변화가 거의 없었으며, 가 8.4 이하인 디퓨 저에서는(즉, 디퓨저 길이가 상대적으로 짧아질 수록) 디퓨저의 시동 압력이 높아지는 특성을 보 였다. 또한 1차 노즐 전단의 압력이 시동 압력보 다 크게 형성되었을 경우, 진공 챔버의 압력이 Case 1과는 달리 점차로 상승하는 경향을 보였 다. Case 2는 Case 1과는 달리 가 1.2로 상 대적으로 작아 1차 노즐의 외경과 디퓨저 내경 의 차이가 거의 없기 때문에 충분한 유입 효과 를 얻기 위하여, Fig. 10에서 보는 바와 같이 Case 2에서의 1차 노즐 출구면을 디퓨저 입구 전에 위치시켰다. 이로 인하여 Case 2 형태의 디 퓨저에서는 1차 노즐 전단의 압력이 상승할수록, 노즐을 통과한 유동의 일부가 진공 챔버 내로 유입되면서 진공 챔버 내의 압력이 점점 상승한
것으로 판단된다.
Figure 11(a), (b)는 각각 가 12.4와 6.3일 경우의 진공 챔버(=0)와 디퓨저 내부 압력 분포이다. Fig. 11(a)의 =12.4에서는 1차 노 즐의 전단 압력이 30일 때 진공 챔버 압력 은 약 77로 디퓨저가 정상적으로 작동되었으 며, 디퓨저의 길이 방향으로 거의 선형적인 압력 회복을 보여주고 있다. 1차 노즐 전단 압력이 시 동 압력(30) 이상으로 형성되면, 앞에서 언급 한바와 같이 진공 챔버의 압력은 점점 상승하는 경향을 보여주고 있다. 그러나 1차 노즐 전단의 압력이 시동 압력 이상으로 높게 형성되면 진공 챔버 내의 압력은 상승하지만, 노즐을 통과한 유 동은 디퓨저 내부에서 complex shock wave를 형성하여 1차 노즐 전단 압력이 높을수록 가 더욱 큰 지점까지 매우 낮은 진공압을 형성
(a) = 12.4
(b) =6.3
Fig. 11 Pressure distribution along the location of diffuser with respect to nozzle inlet pressure (Case 2)
하는 것을 볼 수 있다. 반면에 Fig. 11(b)의
=6.3에서는 가 12.4인 경우와는 달리, 1차 노즐 전단의 압력이 예상 시동 압력인 30
보다 높아도 디퓨저는 정상적으로 작동하지 않은 것을 볼 수 있다. 따라서 의 값에 따 라 디퓨저의 시동 특성이 많이 바뀜을 예상할 수 있다.
Figure 12는 1차 노즐 전단 압력을 예상 시동 압력(30)보다 큰 40로 형성하였을 때,
의 변화에 따른 진공 챔버의 압력 및 디퓨 저 내부 압력 분포를 보여주고 있다. 가 작 아질수록 동일한 디퓨저 축방향 위치()에서 디퓨저 내부의 압력이 높음을 알 수 있다. 또한
가 8.4 이상인 디퓨저의 경우에서는 1차 노 즐 전단 압력이 예상 시동 압력(30)보다 큰 40로 형성되었을 때 디퓨저는 정상적으로 작동하였으나, 가 8.4 이하인 경우에는 디퓨 저가 정상적으로 작동하지 않음을 보여주고 있 다. 결과적으로 는 디퓨저의 시동 압력에 큰 영향을 주는 인자이며, 가 작아질수록 시동 압력이 높아짐을 알 수 있다.
3.4 디퓨저 팽창부 유․무에 따른 디퓨저 작동 특성 Figure 13은 디퓨저 팽창부를 제거하고 확산반 각이 없는 동일한 길이의 실린더형 디퓨저를 장 착하여, 앞선 결과와 비교함으로써 디퓨저 팽창 부 유․무에 따른 진공 챔버 및 디퓨저 내부의 압력 분포를 비교한 것이다. 디퓨저의 팽창부가 없는 경우에도, 디퓨저는 1차 노즐 전단의 압력 이 예상 시동 압력인 30 이상으로 형성되었 을 경우부터 정상적으로 시동된 것으로 판단된 다. Fig. 13에서 볼 수 있는 바와 같이 진공 챔 버의 압력은 1차 노즐 전단의 압력이 예상 시동 압력인 30 보다 크게 형성될 경우에는, 디퓨 저의 확산부 유․무에 관계없이 거의 일정함을 보여주고 있다. 그리고 디퓨저 내의 압력 분포는 1차 노즐 전단의 압력이 예상 시동 압력보다 낮 을 경우에는 확산부가 있는 경우가 대체적으로 높은 압력 분포를 보여주었지만, 1차 노즐 전단 압력이 예상 시동 압력 보다 큰 경우에는 확산
Fig. 12 Pressure distribution along the location of diffuser with respect to length of diffuser
Fig. 13 Pressure distribution along the location of diffuser with/without divergence
부의 유․무에 관계없이 거의 일정함을 알 수 있다.
4. 결 론
본 연구는 고고도 환경 모사시험 기법에 대한 기초 연구로서, 상온의 고압 가스를 이용하여 축 소형 초음속 디퓨저와 진공 챔버 내부의 압력 특성을 확인하였다.
먼저 디퓨저의 시동 압력을 예측 모델을 이용 하여 예측하였으며, 1차 노즐 목 직경, 디퓨저 길이와 직경의 비() 및 디퓨저의 팽창부 유․무를 주요 변수로 디퓨저의 시동 특성 및 내부 압력 분포를 파악하였으며 다음과 같은 결 론을 얻었다.
1. 공기와 질소를 이용하여 실험한 결과, 비열비 가 동일한 가스에서는 디퓨저 시동 압력 특성 이 거의 일치함을 확인하였다.
2. 1차 노즐 목 직경이 감소함에 따라 시동 압력 은 상승하였다. 즉, 시동 압력은 노즐 목 면적 과 디퓨저 입구 면적의 비()가 증가할수 록 선형적으로 증가함을 확인하였다. 또한 이 론적으로 예측된 시동 압력과 비교할 때, 실제 시험에서는 약 90～98%의 장치 효율을 확인 하였다.
3. 디퓨저 길이와 직경의 비()를 변화시키면 서 진공 챔버와 디퓨저 내부의 압력 분포를 확인한 결과, 디퓨저 길이가 상대적으로 짧아 질수록 대체적으로 디퓨저 내부 압력은 상승 하였으며, 또한 시동 압력도 대체적으로 상승 함을 확인하였다. 그러나 =8.4 이상에서 는 시동 특성에는 큰 영향을 미치지 않음을 확인하였다.
4. 디퓨저의 팽창부 유․무에 따른 디퓨저의 작 동 특성은 1차 노즐의 전단 압력이 시동 압력 보다 낮은 압력에서는, 팽창부가 있을 경우에 진공 챔버의 압력이 낮음을 확인하였다. 그러 나 1차 노즐의 전단 압력이 시동 압력보다 높 은 압력에서는 팽창부의 유․무에 따른 진공 챔버 압력 변화가 거의 없음을 확인하였다.
본 연구를 통하여 고고도의 저압환경 조성을 위한 기초 데이터를 획득하였으며, 이는 향후 국 내에서 개발되는 항공우주추진기관의 고고도 환 경 모사 설비 구축에 필요한 기초 데이터베이스 로 적극 활용될 수 있을 것으로 예상된다.
후 기
본 연구는 소형위성발사체(KSLV-I)개발사업의 위탁과제 및 한국과학재단을 통해 교육과학기술 부의 우주기초원천기술개발 사업(NSL, National Space Lab, 2008-03216)으로 지원받아 수행되었 습니다.
참 고 문 헌
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