발사체 사출을 위한 공압사출발사장치 개발
김 종 식
†, 곽 혜 림
**,†
국방기술품질원
Development for a Pneumatic Projection Device for the Missiles
Jong-Sik Kim
†, Hye-Rim Gwak
*†5th Missile Electronics Team, Defence Agency for Technology and Quality, Changwon, Korea
*1st Missile Electronics Team, Defence Agency for Technology and Quality, Daegu, Korea (Received : Apr. 17, 2017, Revised : Jun. 16, 2017, Accepted : Jun. 23, 2017)
Abstract : A launch system of the missiles is divided into two types hot and cold launch systems. The most important part in developing a canister based on ejection launch type to satisfy the requirements. In this study, a air pressure profile in time base and the exit velocity of a missile from the pneumatic ejection device is derived from the result of AMESIM and CFD-Fastran. A new type of ejection device meeting the requirements is producted using the output pressure profile and chosen design variables and is verified by a ejection and safety experiments.
Keyword : Pneumatic Projection Device, Computational Fluid Dynamics, Missiles Lauch System
1. 서 론
1)
군에서 운용중인 발사체계에서 발사체를 발사하는 방식은 추력발사(Hot Launch)와 사출발사(Cold Launch)로 크게 나눌 수 있다. 추력발사의 경우, 범 용적으로 사용되고 있는 발사방식으로써 발사체 후미 에 화염장치를 부착하여 발사신호 인가 시 화염장치에 서 분출되는 화염에 의한 추력으로 발사체가 발사관을 통해 발사된다. 이러한 추력발사 방식은 발사관 내에 서부터 발사체가 화염을 뿜어내는 특성으로 인해 발사 관 및 발사체계 내 화염손상을 발생시키며 이를 최소 화하기 위한 화염처리장치를 부착함으로써 발사구조가 복잡해지는 단점이 존재한다. 사출발사 방식의 경우, 발사관에 장착된 사출장치에서 분출 또는 배출되는 에 너지원이 발사체를 밀어내는 방식으로 발사가 이루어 진다. 이를 통해 발사체계 내의 화염손상을 최소화할 수 있으며 화염처리장치 등이 불필요해지면서 발사체
†Corresponding Author 성 명 : 김 종 식
소 속 : 국방기술품질원 유도전자5팀 주 소 : 창원 성산구 창원대로 1137번길 9 전 화 : 055-279-4064
E-mail : [email protected]
계의 구조를 더욱 단순화 및 경량화 할 수 있게 된다.
국내 군 지상 및 함정 발사체계에서 사용되는 사출 발사방식은 고체 추진제 가스발생기가 발사관 내 유도 탄 하부의 밀폐된 공간에서 점화되어 생성된 가스의 압력이 유도탄을 밀어올리는 방식[1],[2]과 외부 유체 저장기에 고압의 유체를 저장하여 발사 시 고압의 유 체를 각 발사관 내 유도탄 하부에 배출하는 방식이 사 용되어 왔다[3].사출발사장치는 사출에 필요한 에너지 원이 무엇이냐에 따라 크게 가스발생기 방식과 압축공 기방식, 유압을 이용한 방식으로 나뉠 수 있는데 본 연구에서는 압축공기를 사용하는 공압사출발사장치를 대상으로 삼고 있다. 고압의 공기가 저장된 에어플라 스크에서 공압이 발사체 후방으로 압력이 배출되면 이 압력으로 발사체를 발사관 외부로 밀어내게 된다. 배 출되는 공압은 발사체의 이탈속도, 가속도 및 거리 등 공압사출발사장치의 성능을 결정짓는데 중요한 요소가 된다. 그러므로 요구 발사성능에 따라 공급되는 공압 의 압력 및 볼륨이 결정되어야 한다. 따라서 공압사출 발사장치의 효과적인 개발을 위해서는 다양한 설계변 수를 고려한 공압특성 해석 기술이 확보되어야 한다.
본 연구에서는 전시상황을 가정한 군의 성능 요구조 건으로 제시된 발사관에 상시 장착하여 운용 가능한 공압사출발사장치를 개발하기 위해 AMEsim, CFD-Fastr an을 활용한 유공압 해석[4],[5]을 통한 설계인자 분 석 및 중요 설계변수들을 도출하고 이를 바탕으로 실
Figure 1. A model of the pneumatic projection device
PA, FA PL, FL
Figure 2. A Freebody diagram of the pneumatic projection device
공압사출발사장치 제작을 위해 기본 설계안 도출 및 성능예측이 수행되었다. 설계안은 아래 그림 1과 같이 에어플라스크, 공압배출장치 및 발사관으로 구성되어 있다. 발사관은 수송 시 발사체의 저장 및 보호기능을 하며 에어플라스크는 고압의 공기를 저장한다. 공압배 출장치는 발사 시 고압의 공기를 배출하여 사출력을 형성하는 역할을 한다. 공압사출 발사장치에 사출신호 가 인가되면 공압배출장치로부터 에어플라스크 내의 공압이 배출되며 발사체 하부가 공압에 의해 밀리며 발사체가 외부로 사출되게 된다. 이 때, 발사관 전방 을 덮고 있는 덮개는 발사체에 의해 파단된다.
이러한 공압사출발사장치의 거동은 아래 그림 2와 같이 일정한 충진용량(FA)을 가지는 에어플라스크에서 압력(PA)이 발생하여, 임의의 면적을 가지는 배출노즐 (AA)을 통하여 발사관의 하부공간(L)에 작용하도록 구 성되어 있으며 아래의 식[6]을 통해 나타낼 수 있다.
질량보존
(1) :에어플라스크 내의 공기 밀도
:공급되는 공기의 질량,
: 에어플라스크의 부피에어플라스크에서의 에너지보존
(2)
: 에어플라스크에서 발사관으로 공급되는 유동속도
: 에어플라스크 내의 온도
(4)
: 대기압,
: 발사관 단면적,
: 사출속도,
: 발사관 내부 압력발사체의 운동평형
(5)발사관내의 체적변화
(6)에어플라스크 및 발사관에서의 유량은 압력비에 의 해 다음과 같이 결정된다.
×
(7)
위 식에서
은 밸브의 단면적을 의미하며, 위 6개 의 미분방정식을 수치적분기법을 이용하여 공압사출발 사장치의 거동을 예측할 수 있다.2.2 공압사출발사장치 해석모델 구현 및 결과 공압사출발사장치의 거동은 AMEsim과 CFD-Fastran 을 통해 각각 구현하여 그림 3, 4와 같이 나타낼 수 있다. 그림 3의 해석모델은 실제 물리적 형상 및 실제 거동을 고려하여 발사체와 발사관 사이의 물리적인 간 극, 공압에 의한 충격을 감소시키기 위한 완충부피가 포함되어 있으며 발사체가 앞으로 나아감에 따라 변화 되는 완충부피 내의 압력과 발사체와 발사관의 마찰 등이 반영되어 해석이 수행되었다. 본 모델에서 발사 관 전방덮개의 파단으로 손실되는 힘은 모델에서 제외 되었다. 그림 4는 CFD-Fastran 으로 구현된 해석모델 을 나타내고 있다. 본 해석모델은 키메라(Chimera) 격 자계를 바탕으로 발사관 내부는 약 40만개의 정렬격 자계를 적용하였으며 비정상, 압축성 조건으로 설정하 였다. 또한
난류모델을 적용하고 explicit method, second upwind scheme적용함으로써 발 사관 내 와류에 대한 저항 등이 반영되어 발사체의 거Figure 3. The modeling of the pneumatic projection device for AMEsim analysis
(a) The Form of the chimera grid
(b) The form of the chimera grid in the canister Figure 4. The modeling of the pneumatic
projection device for CFD-Fastran
Lists Requirements Remarks Distance of
Ejection 0~0m Vertical Ejection(height(H)) Charged
Pressure 00Bar At all time attached Volume 1 Liter -
Size W×H×L(m) - Table 1. The main requirements
동과 발사관 내부의 유동장이 검토되었다. 공압사출발 사장치의 제작을 위해 선행된 성능예측을 위한 해석은 표 1에 제시된 성능 요구조건의 사출거리를 근거로 수 행되었으며 요구된 사출거리를 바탕으로 식 (8)에 따른 이탈속도(Vx)를기본으로 공압특성을 규명하였다.
,
(8)t : 낙하시간, Vx : 이탈속도
실제 공압사출발사장치 설계 단계에서의 설계변수는 발사관 길이, 에어플라스크의 부피, 충진압력, 배출구 단면적, 완충 부피, 누기 간극 등이 중요설계변수로 고려되었으나, 이 중 실제 제작 시 제한이 필요한 발
(a) Pressure variation by the feed section area and leakage gap varying
(b) The ejection velocity comparison between the results of AMEsim and CFD-Fastran
Figure 5. The results of AMEsim and CFD-Fastran analysis
(a) The pressure distribution around a missile and a canister at the the ejection
(b) The velocity distribution around a missilele and a canister at the the ejection Figure 6. The Results of CFD-Fastran Analysis 사관 길이 그리고 사용자의 요구사항에 의해 변경이 불가능한 완충 부피와 같은 변수들과 실제 모델을 제작 함에 있어 제한이 필요한 공정들을 검토하여 요구된 성능에 영향성이 높으며, 발사장치의 크기에 영향을 주지 않는 변수 중에서 선정된 누기 간극(0.5/1.0mm) 과 공급부 단면적(ϕ10/ϕ20mm)에 대한 영향성을 바 탕으로 수행되었다. 그림 5-(a)는 공급부 단면적과 누기 간극의 변화가 공압배출부의 사출압력에 미치는 영향을 AMEsim으로 해석한 결과이다. 결과를 살펴
은 저항값이 함께 계산되어 도출되는 결과로 해석할 수 있으나 두 해석결과의 경향성은 매우 유사함을 확 인할 수 있다. 그림 6-(a), (b)는 CFD-Fastran 해석의 결과로써 사출발사 시 발사관, 발사체 및 주변 유동장 의 압력, 속도변화를 나타내었다. 해석결과를 검토해 볼 때 공급부 단면적과 누기간극이 ϕ10mm, 1.0mm 모델을 제외한 나머지 모델들도 사출 요구 성능을 만 족하나, 공압배출부의 압력손실을 최소로 하며, 이탈 속도를 확보하여 안정적인 사출에 가장 유리할 수 있 는 공급부 단면적 ϕ20mm, 누기간극 0.5mm인 모델 을 상세설계 모델로 적용하여 최종 제품을 제작하였다.
3. 공압사출발사장치 제작
3.1 공압사출발사장치 제작 및 사출시험그림 7-(a), (b)는 검토된 설계변수들을 적용하여 상 세 설계된 형상을 단면으로 나타낸 것이며, 그림 7-(c) 는 실제 제작된 공압사출발사장치의 제작 형상을 나타 내고 있다. 에어플라스크의 경우, 충진압력을 견디면 서도 부식에 강한 스테인레스 스틸 재질로 제작되었으 며 공압발사장치는 중량 등을 감안하여 알루미늄으로 제작되었다. 사출성능을 확인하기 위하여 사출시험을 그림 8과 같이 수행하였다. 사출시험은 실제 발사관과 내경을 동일하게 가공한 시험용 발사관에 제작된 공압 사출발사장치를 장착하여 수행되었으며, 실제 발사체 와 동일한 형상 및 중량을 지닌 모의발사체를 사용하 였다. 발사관 전방에는 모의발사체의 사출속도를 측정 하기 위해 일정 간격으로 광전센서를 배치하였다. 실 제 운용은 압축공기를 이용하도록 설계되었으나, 안전 을 고려하여 질소가스를 충진재로 적용하여 사출시험 을 수행하였다. 표 2는 발사체 운용압력을 00bar로 설
(a) The figures of main design variables
(b) The leakage gap (c) The fig. of Product Figure 7. The Figures of The Main Design Variables
and Product
인이 되어 발생된 현상으로 판단된다. 하지만 실험에 서 나타난 이탈속도가 요구성능을 만족하였으며, 오차 의 원인은 정밀 분석을 통해 유사모델 개발 시 해석모 델의 신뢰성을 향상시킬 수 있도록 보완이 필요할 것 으로 판단된다.
Figure 8. The ejection experiment of the pneumatic projection device
Charged
Pressure No. Results of Experiments(m/s)
Results of Analysis(m/s)
00Bar
1 15.29
17.89 2 15.29
3 15.49 4 15.61
Table 2. The results of analysis and experiments
3.2 안전성 검증시험
공압사출발사장치의 경우 표 1의 성능 요구조건에 명기되어 있듯이 개별 발사관에 장착되어 상시 충진상 태로 운용되기 때문에 안전성에 대한 확인이 개발단계 에서 필수적으로 수행되어야 한다. 따라서 에어플라스 크의 운용압력에 대한 안전성을 확인하기 위해 영구변 형량 측정 및 파괴압 시험이 수행되었다. 영구변형량 측정 시험의 경우, 운용자의 실수 및 충진 장비의 오 류로 인해 발생할 수 있는 과충전 상황을 가정하여 운
Scale(mm) Before Middle After Remarks Height of Water 1.1 3.0 1.1 -
Diameter 108.0 - 108.0 point 1 107.85 - 107.8 point 2 Length 158.65 - 158.70 point 1 158.60 - 158.45 point 2 Table 2. The results of the deformation experiments
부피변화 확인용 실린더
압력 인가부
청수 주입부
Figure 9. The Deformation Experiments
Figure 10. The Destruction Experiment 용압력의 1.5배의 압력을 충진한 상태에서 에어플라스 크의 영구 변형량 및 파손 현상을 확인하였다. 시험은 아래 9와 같이 압력시험용 몸체 내에 에어플라스크를 집어넣고 압력시험용 몸체 내에는 청수, 에어플라스크 내에는 운용압력의 1.5배의 공압을 충진하고 일정시간 이후 제거하는 방식으로 진행되었으며, 부피변화 확인 용 실린더 내부의 청수 높이 변화와 시험 전, 후 각각 2 곳에서 에어플라스크의 외경 및 길이를 측정한 값을 표 3에 나타내었다. 청수 높이와 외경 및 길이의 측정 치수를 비교한 결과 약간의 차이는 확인되나, 측정오 차 등을 감안할 때 무시할 수 있을 정도의 변화율로 판단된다.파괴압 시험은 충진상태에서 외부 충격 또는 고압에 의한 파괴가 이루어졌을 때, 에어플라스크의 파편이 비산하여 주변 장비 및 인명 피해가 발생되지 않는지를 확인하기 위해 수행되었다. 시험은 그림 10 과 같이 파괴 시점까지 에어플라스크에 수압을 채우는 방법으로 수행되었으며 실제 운용압력인 00Bar의 약 27배의 압력에서 파괴되었다. 파괴형상을 관찰한 결 과, 파편의 비산은 일어나지 않았으며 이에 따라 에어 플라스크는 운용환경 대비 안전하게 설계되었음을 확 인할 수 있었다.
5. 결 론
본 연구에서는 제시된 요구조건을 만족할 수 있는 상시장착형 공압사출발사장치의 개발을 위해 요구조건 을 토대로 설계변수 검토 및 중요 설계변수 변화에 따 른 사출성능을 유공압 해석프로그램인 AMEsim와 CFD-Fastran을 통해 예측하였다.
요구조건과 성능예측을 통해 도출된 설계변수를 바 탕으로 실제 공압사출발사장치를 제작하였으며, 실제 환경과 유사한 환경에서 모의발사체의 사출시험을 수 행하여 요구성능에 만족함을 확인하였다. 이탈속도는 제시된 사출거리를 만족할 수준으로 측정되었으나 시 험결과와 설계 예측데이터를 비교한 결과 약 13%의 오차가 발생함을 확인하였다. 이는 발사체, 발사관 사 이의 마찰의 영향과 누기 간극에서 발생되는 압력누기 등이 원인으로 판단된다. 이러한 부분은 분석을 통해 추후 해석모델에 오차를 반영하는 작업을 수행하여 해 석모델의 신뢰성을 높일 예정이다. 실제 운용 시 발생 할 수 있는 상황에 대비하여 수행된 영구변형량 측정 및 파괴압 시험을 통해 운용환경 대비 안전하게 개발 되었음을 추가로 확인하였으며, 이에 따라 요구된 성 능조건 및 운용환경을 만족하는 공압사출발사장치가 개발되었음을 검증하였다.
사용 기호
air density in an air flask air density in a canister
volume of an air flask
volume of a canister
specific heat at constant volume
temperature in an air flask
temperature in a canister mass of air in an air flask
specific heat at constant pressure air velocity from an air flask to a canister ejection velocity of a projectile
atmospheric pressure
pressure in a canister
cross section of a canister참고문헌
1. Yang Tao et al, "Design of a micro solid rocket motor," AIAA paper 97-2864, July 1997.
2. Jong-Ryul Byun, "Analytical study on the launching system with gas generator", The korea Soc. of propulsion engineers, Vol 5, No 3, pp 52~59, 2001 3. Hyun-su Kim, "The Report on the Development
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6. Oosthuizen, "Introduction to convective heat transfer analysis", Mcgrow-Hill, pp82~265, 1999