<학술논문> DOI https://doi.org/10.3795/KSME-B.2017.41.9.563 ISSN 1226-4881(P rin t) 2288-5324(Online)
고공환경 모사용 이차목 디퓨저의 배압에 따른 성능 특성
김완찬* · 유이상* · 김태완* · 박진수* · 고영성*†· 김민상**
* 충남대학교 항공우주공학과, ** (주)한화/기계 항공우주연구소
A Study on Performance Characteristics of Second Throat Exhaust Diffuser with Back Pressure
Wan Chan Kim*, I Sang Yu*, Tae Woan Kim*, Jin Soo Park*, Young Sung Ko*† and Min Sang Kim**
* Dept. of Aerospace Engineering, Chungnam Nat’l Univ.,
** Aerospace R&D Center, Hanwha Co.
(Received September 19, 2016 ; Revised May 26, 2017 ; Accepted June 20, 2017)
Key Words: High Altitude Test Facility(고고도 시험 설비), Second Throat Exhaust Diffuser(이차목 디퓨저), Back Pressure(배압), Starting Pressure Ratio(시동압력비)
초록: 본 연구에서는 이차목 디퓨저의 배압에 따른 특성과 디퓨저 내부의 유동을 확인하기 위해서 실험 과 수치해석을 통하여 살펴보았다. 디퓨저의 배압(Pa)조건을 모사하기 위해 이젝터를 사용하였으며, 디 퓨저와 이젝터는 상온 고압기체질소를 사용하였다. 그 결과, 노즐전단압력(P0)이 동일할 때 배압(Pa)을 낮추어 압력비(P0/Pa)를 높게 할수록 압력회복이 디퓨저 후단에서 이루어짐을 확인하였다. 노즐전단압력 (P0)이 다르더라도 압력비(P0/Pa)가 동일하다면 디퓨저 내부의 유동특성이 거의 동일함을 확인하였으며, 시동압력비((P0/Pa)st) 또한 일치함을 확인하였다.
Abstract: Experimental and numerical studies were performed to investigate the performance and internal flow characteristics of a supersonic second throat exhaust diffuser (STED) with back pressure (Pa). An ejector system was used to vary the back pressure (Pa) conditions. The operating gas for the STED and the ejector was high pressure nitrogen at room temperature. When the back pressure (Pa) at a constant nozzle inlet pressure P0) decreases, the pressure recovery location moves downstream. If the pressure ratio P0/Pa) is the same, even if the nozzle inlet pressures P0) are different, the diffuser's internal flow pattern and starting pressure ratio ((P0/Pa)st) are almost the same.
†Corresponding Author, [email protected]
Ⓒ 2017 The Korean Society of Mechanical Engineers - 기호설명 -
Pa : 배압
Pc : 진공챔버 압력 P0 : 노즐 전단 압력 P0/Pa : 압력비
(P0/Pa)st : 시동압력비 Pwall : 디퓨저 벽면압력
1. 서 론
우주발사체의 임무 완수를 위해서는 핵심부품 인 추진기관의 높은 신뢰성이 필요하다. 우주발 사체의 개발과정에서 신뢰성을 향상시키기 위하 여 로켓이 작동하는 환경에서 성능 검증시험이 반드시 수행되어야 한다. 특히 고고도에서 작동 하는 상단엔진은 일반적으로 고팽창비를 가지는 데, 이러한 고팽창비 엔진을 지상에서 대기압 조 건으로 시험할 경우 노즐 내 유동박리가 생기게 되어 정확한 추력측정을 하지 못할 뿐더러 노즐
Parameter STED Ad/At 84.2 Ad/Ast(ψ) 1.5
Ast/At 53.9 Ae/Ast 9.8
Lst/Dst 8
Ld/Dd 1
L/Dst(L=Ld+Lc+Lst+Ls) 20.8 Table 1 Specification of diffuser
Fig. 2 Cold gas test stand Fig. 1 Schematic diagram of STED
및 엔진의 파손이 일어날 우려가 있다. 따라서 상단형 엔진은 고고도의 저압환경에서 시험을 통 해 점화특성이나 엔진성능에 대한 검증을 하고 신뢰성을 확보해야 한다. 그러나 실제 고도에서 비행시험을 통해 신뢰성을 확보하기에는 비용이 나 안정성 측면에서 부담이 매우 크다. 따라서 지상에서 고공환경을 모사하는 방법을 사용하며 일반적으로 고압 연소가스의 모멘텀을 이용하는 디퓨저형 모사 시험장치가 활용되고 있다.(1~3)
디퓨저의 방식에 따라 일정단면적 디퓨저 (CAED : Constant Area Exhaust Diffuser)와 이차 목 디퓨저(STED : Second Throat Exhaust Diffuser) 로 나눌 수가 있는데, 일정단면적 디퓨저의 경우 국내에서 활발한 연구가 진행되어 왔다.(4,5) 반면 이차목 디퓨저는 상대적으로 적은 연구가 수행되 어왔다. 이차목 디퓨저는 국내에서 2000년도 후 반부터 연구가 수행되어왔는데, 비교적 작은 디 퓨저 입구 면적비의 제한된 실험 데이터를 이용 하여 수치해석 기법을 검증한 후 주로 이차목 면 적비에 대한 작동특성을 수치해석 기법을 통해 예측하는 연구가 수행되었다.(6~8)
Fig. 1은 고공 환경 모사를 위한 주요 부품인 이차목 디퓨저의 개념도이다. 압력비(P0/Pa)가 일 정 압력비(P0/Pa) 이상을 가질 때 진공챔버압력 (Pc)이 저압환경으로 모사가 되며, 이 압력비 (P0/Pa)를 시동압력비((P0/Pa)st)라고 한다.(9,10) 다시 말해 노즐전단압력(P0)이 시동압력보다 높을 경우 디퓨저만으로도 저압환경을 모사할 수 있지만 노 즐전단압력(P0)이 시동압력보다 낮을 경우 이젝터 를 이용해 배압(Pa)을 대기압보다 낮게 형성한다 면 특정 배압(Pa) 이하의 조건에서는 1차 노즐을 지나면서 유동이 디퓨저 내부로 팽창하여 시동이 걸릴 수 있다는 것을 의미한다. 그러나 아직까지 디퓨저 출구 배압 변화에 따른 이차목 디퓨저의 성능 특성이나 내부 유동 특성은 명확히 제시되 지 않고 있다.
따라서 본 연구에서는 상온질소가스를 작동유 체로 하는 디퓨저-이젝터 고공모사 설비를 이용 하여, 디퓨저 출구배압(Pa)에 따른 디퓨저의 시동 특성을 실험적으로 분석하였다. 또한 실험결과 분석만으로는 디퓨저 내부에서 발생하는 shock train, Mach disk, 정체현상 등을 확인하는데 한계 가 있으므로, 수치해석적 연구를 통해 디퓨저 내 부유동특성에 대해 고찰하였다.
2. 실험장치 및 실험방법
2.1 실험장치
본 실험에 사용된 노즐과 디퓨저의 사양은 Table 1과 같다. 이 디퓨저는 선행연구를 통해 배 압(Pa)이 대기압일 때, 시동압력비((P0/Pa)st)가 약 43이고 이때 18 torr의 진공챔버 압력(Pc)을 형성 함을 확인하였다.(11~15) 디퓨저와 이젝터의 구동가 스는 상온질소를 사용하였고 디퓨저 배압(Pa)은 Fig. 2의 ejector chamber에서 측정하고, 디퓨저를 통과한 가스가 충분히 안정화된 상태에서 배압 (Pa)을 측정할 수 있도록 원통형실린더를 장착하 였다.
이차목을 가지는 디퓨저의 경우 디퓨저의 입구 면적(Ad)와 이차목 면적(Ast)이 동일하게 되면
Nozzle inlet pressure (, bara)
Expected back pressure (, bara)
10 0.23
20 0.47
30 0.70
40 0.93
43 1.00
Table 2 Expected back pressure at starting pressure
Fig. 3 Mesh for CFD CAED와 같은 형태가 되며 이차목 면적이 작아
질수록 디퓨저의 길이가 짧아지는 장점을 가진 다. 하지만 노즐을 통과한 유동은 초음속 상태로 공급이 되기 때문에 면적이 작아질수록 마하수가 감소하게 된다. 따라서, 디퓨저 내부에서 마하수 가 1보다 작아지는 지점이 존재하며, 이는 이차 목 면적의 한계치가 된다. 이를 허용 가능한 최 대 면적비(Ad/Ast=ψmax)로 표현하며, 일반적으로 ψmax보다는 작게 설계 하여야만 디퓨저의 안정적 인 작동이 가능하다.(1~3) 본 시험 장치의 ψmax는 1.58 값으로 확인하였으며, 이 값을 넘지 않도록 설계/운용 하여야 하기 때문에 본 연구에서 사용 한 디퓨저 시험 장치는 1.5 값을 가지도록 설계 하였다.
2.2 실험방법
디퓨저의 노즐전단압력(P0)에 대하여 시동압력 비((P0/Pa)st)를 찾기 위하여, 노즐전단압력(P0)을 10, 20, 30, 40 bar로 설정한 상태에서 이젝터를 이용해 디퓨저의 출구배압(Pa)을 낮추는 방식으로 실험을 수행하였다.
디퓨저 설계에 사용된 수직 충격파 이론의 주 요식인 등엔트로피 관계식에 따르면 디퓨저 형상 이 정해졌을 때 시동압력비((P0/Pa)st)는 일정할 것 으로 예상되며, 선행연구에 의하여 시동압력비 ((P0/Pa)st)가 43으로 확인되었기 때문에 노즐전단 압력(P0)에 따른 시동이 걸리는 예상 디퓨저 배압 (Pa)은 Table 2와 같이 예상할 수가 있다.
2.3 해석방법
실험과 함께 추가적으로 유동해석프로그램을 이용하여 배압(Pa)의 변화에 따른 디퓨저 내부의 shock train이나 복잡한 유동현상에 대하여 살펴보 았으며, 노즐전단압력(P0)에 대하여 디퓨저가 시 동되는 배압(Pa)을 찾기 위해서 노즐전단압력(P0) 을 10, 20, 30 bar로 고정한 상태에서 배압(Pa)조 건을 낮추어가면서 수치해석을 수행하였다. 수치 해석을 진행하면서 시동이 되는 배압(Pa)조건의 부근에서는 배압(Pa)을 좀 더 세밀하게 변경하면 서 해석을 수행하였다.
Fig. 3에 나타낸 바와 같이 상용격자 생성프로 그램인 Gambit을 이용하여 약 9만개의 격자를 생 성하고, Ansys Fluent V13을 이용하여 수치해석을 수행하였다. 디퓨저 형상은 축대칭이므로 2차원 axisymmetric 조건을 주었다. 경계조건으로는 노
즐 입구부분에서는 Pressure-inlet, 디퓨저 외기 부 분에서는 Pressure-far-field 조건을 주었고 나머지 는 wall로 지정하였다. 정상상태에서 초음속 유동 을 살펴보기 위해 Density-based algorithm을 사용 하였다. 해석 결과의 신뢰성 확보를 위해 격자계 해상도를 최대 20만개 이상에서 부터 줄여가며 유동해석 결과를 비교하여 수렴성 판단 작업을 수행하고, 해석 시간의 단축을 위하여 최소한의 격자계로 구성하였다. 디퓨저의 전반적인 성능특 성을 파악하고, 실험값과 비교를 위하여 작동유 체는 질소로 하였다.
해석에 사용된 난류모델은 디퓨저 내부의 초음 속 유동장과 벽면에서의 점성효과를 잘 해석할 수 있다고 판단되는 k-ω SST 모델을 사용하였 다. k-ω SST 모델은 항공우주산업과 터보기계분 야에서 가장 널리 채택되는 모델로서, 역압력구 배에서 믿을만한 결과를 보여주기 때문에 노즐 및 디퓨저 내부 벽면에서의 유동의 박리 등을 정 확하게 예측할 수 있을 것으로 판단하였다.
Fig. 5 Mach contour in CFD result
Fig. 6 Pressure contour in CFD result (a) P0=10.3 bar
(b) P0=20.6 bar
(c) P0=30.8 bar
Fig. 4 Distribution of wall pressure
3. 실험 및 수치해석결과
축소형 상온 시험장치에서 사용된 디퓨저 노즐 전단 압력은 액체 로켓 연소기 고공 환경 모사 시험의 데이터로 활용 할 수 있도록 수행 하였기
에 연소기의 연소압력인 30 bar를 기준으로 분석 하였으며, 디퓨저 노즐전단압력(P0)이 10.3, 20.6, 30.8 bar일 때 배압(Pa)의 변화에 따른 디퓨저 벽 면압력분포를 Fig. 4에 나타내었다. 디퓨저 노즐 전단압력(P0)이 30.8 bar일 때, 디퓨저는 출구배압 (Pa)이 0.71 bar 부근에서 시동이 걸렸는데, 이는 시동압력비((P0/Pa)st)가 43 정도인 배압(Pa)조건이 다. 시동이 걸리기 전에는 배압(Pa)이 낮을수록 진공챔버압력(Pc)이 낮아지며, 시동이 걸린 후에 는 배압(Pa)이 낮을수록 압력회복이 후방으로 지
Fig. 8 Vacuum chamber pressure(Pc) with nozzle inlet pressure(P0)
(a) Experimental result
(b) CFD result
Fig. 7 Vacuum chamber pressure(Pc) with back pressure(Pa)
연되는 양상을 확인할 수 있다. 디퓨저의 내부 유동특성을 살펴보기 위한 수치해석결과를 Mach number와 Pressure contour로 Fig. 5, 6에 나타내었 다. 해석결과 시동압력비 ((P0/Pa)st)는 41.7이었다.
배압(Pa)이 낮아질수록 노즐을 통과한 유동이 점 점 팽창을 하게 되고 디퓨저 벽면까지 유동이 팽 창하고 완전하게 발달되어 시동이 걸리는 것을 알 수 있다. 배압(Pa)이 낮아질수록 노즐을 통과 한 유체의 운동에너지가 디퓨저 후단까지 유지가 되다가 압력회복이 되고, shock train이 디퓨저 후 단으로 지연되는 것을 확인할 수 있다. 이러한 양상은 디퓨저 노즐 전단압력(P0)에 관계없이 동 일하게 나타남을 확인 할 수 있다.
Fig. 7(a)와 (b)는 노즐전단압력(P0)이 일정할 때 배압에 따른 진공챔버압력(Pc) 변화의 실험 데이 터와 수치해석 결과를 각각 나타내고 있다. 노즐
전단압력(P0)이 일정할 때 배압(Pa)이 낮아지게 되면 이에 비례하여 진공챔버압력(Pc)이 일정하게 감소하다가 시동이 걸리면 배압(Pa)에 관계없이 진공챔버압력(Pc)이 일정하게 유지된다. 실험결과 와 수치해석결과 모두 비슷한 경향을 나타내는 것을 확인하였다.
디퓨저의 시동 후 노즐전단압력(P0)에 대한 진 공챔버압력(Pc)을 Fig. 8에 나타내었다. 시동이 걸 린 후에는 노즐전단압력(P0)이 높을수록 진공챔버 압력(Pc)이 약간 증가하는 경향을 확인할 수가 있 었다. 수치해석 결과와 실험값의 결과 모두 동일 한 경향성을 보이지만, 실험 장치가 작기 때문에 실험 결과에서는 경계층이나 마찰에 의한 손실 효과가 비교적 크게 나타나지만 수치해석에서는 이러한 부분을 고려할 수 없기 때문에 다소 차이 를 보이는 것으로 판단된다.
디퓨저가 시동되기 전 진공챔버압력(Pc)은 배압 (Pa)에 비례하고, 노즐 전단압력(P0)이 증가함에 따라 일정한 기울기를 가지고 감소하지만, 시동 이 걸린 후에는 배압(Pa)에 관계없이 노즐전단압 력(P0)에 비례하여 미미하게 상승함을 확인할 수 있다.
Fig. 9는 앞의 결과를 노즐전단압력(P0)에 따른 시동 압력비로 나타낸 것으로, 노즐전단압력(P0) 과 배압(Pa)에 관계없이 디퓨저의 시동은 압력비 (P0/Pa) 43.65의 조건에서 동일하게 이루어짐을 확 인하였다. Fig. 10에 진공챔버압력(Pc)을 압력비 (P0/Pa)에 따라 실험결과와 수치해석결과를 함께 나타내었다. 압력비(P0/Pa)가 커질수록 진공챔버압 력(Pc)은 감소하다가 시동압력비((P0/Pa)st) 이상에
Table 3 Starting pressure ratio((P0/Pa)st) CFD Experimental Error (%) (P0/Pa)st 41.67 43.65 4.78
Fig. 9 Measured starting pressure ratio((P0/Pa)st)
Fig. 10 Vacuum chamber pressure(Pc) with pressure ratio(P0/Pa)
(a) Before starting, ≈
(b) At starting point, ≈
(c) After starting, ≈
Fig. 11 Distribution of Pwall/Pa
서는 진공챔버압력(Pc)이 거의 일정하게 유지되는 경향이 실험결과와 수치해석의 결과에서 비슷하 게 관찰되었다. 시동압력비((P0/Pa)st)는 Table 3과 같이 수치해석과 실험결과가 약 5% 차이를 보이 는 것을 확인하였다.
Fig. 11은 동일한 압력비(P0/Pa)에서 계측된 디 퓨저 벽면압력(Pwall)을 배압(Pa)으로 나누어 무차 원화(Pwall/Pa) 하여 디퓨저 축방향에 따른 경향을 나타낸 것이다. 디퓨저에서 배압비는 성능에 영 향을 주는 인자로 시동 전, 시동 점, 시동 후의 내부 압력 변화를 비교하기 위하여, 각 배압비는 약 30, 43, 60으로 설정하고, P0 10, 20, 30, 40 수 준의 노즐 전단 압력 조건에서 배압 변화를 통해
일정한 수준으로 시험하고 결과를 비교하였다.
실험 결과를 통해서 Fig. 11(a)에서와 같이 디퓨 저가 시동되기 전에는 노즐 전단 압력(P0) 의 크 기와는 상관없이 배압비(P0/Pa)가 증가할수록 진 공챔버압력()가 감소함을 확인할 수 있다. 수축
(a) Mach number
(b) Pressure
Fig. 12 Internal flow characteristic at starting condition
Fig. 13 Normal shock in the super sonic diffuser
부 이후에서는 압력비(P0/Pa)가 동일하다면 Pwall/ Pa가 비슷한 경향을 가짐을 확인하였다.
또한 Fig. 11(b), 11(c)와 같이 시동압력비 ((P0/Pa)st) 이상에서는 동일한 압력비(P0/Pa)일 경 우 디퓨저 내부 유동 양상이 거의 일치함을 확인 할 수 있다. 다만 Fig. 11(b)의 확대된 디퓨저 입 구부에서 다소 압력 차이를 보이는 것은 디퓨저 입구부에서 노즐에서 팽창된 유동이 반경 방향 성분을 갖게 되는데 디퓨저 입구부에 설치된 압 력 센서 포트에 동압 성분이 부득이하게 포함되 었기 때문에 나타난 현상으로 판단되며, 이러한 실험적 오차를 확인하기 위하여 동일한 압력비 (P0/Pa)에서의 내부유동 특성을 확인해보았다. Fig.
12는 수치해석 결과로써 시동압력비((P0/Pa)st)에서 의 디퓨저 내부 유동특성을 나타낸 것이다. 노즐 전단압력(P0)이 10, 20, 30 bar 인 조건에서 수치 해석에서의 시동압력비((P0/Pa)st)인 압력비(P0/Pa) 가 41.7일 때 Mach number, Pressure contour를 축 방향에 따라 나타내었다. 디퓨저 노즐전단압력 (P0)이 다르더라도 압력비(P0/Pa)가 동일하다면 수 직충격파의 발생여부와 위치, 그리고 내부유동이
거의 일치하는 것을 확인할 수가 있다. Fig. 13에 는 시동조건 부근에서 디퓨저 내부에 수직 충격 파가 뚜렷하게 발생하는 모습을 나타내었다. 전 체적인 실험결과와 수치해석 양상을 보면 압력비 (P0/Pa)가 동일하다면 대기압에서의 디퓨저 단독 실험만으로도 배압(Pa)이 다른 경우의 디퓨저 내 부 압력분포 및 내부유동특성을 예측할 수 있을 것으로 판단된다.
4. 결 론
본 연구는 디퓨저와 이젝터를 사용하는 고고도 모사설비에 대한 연구의 일환으로서, 디퓨저의 배압(Pa)에 따른 시동 및 내부 유동특성을 수치해 석과 실험으로 확인해보았다. 그 결과 디퓨저의 배압(Pa)과 노즐전단압력(P0), 압력비(P0/Pa)에 대 한 진공챔버압력(Pc)과 내부유동특성을 다음과 같 이 정리하였다.
(1) 디퓨저 배압(Pa)이 낮아질수록 노즐을 통과 한 유동은 더욱 팽창하여 흐르게 되며 shock train 영역이 디퓨저 후단까지 유지 된다.
(2) 디퓨저가 시동되기 전에는 진공압력(Pc)은 배압(Pa)에 비례하고, 노즐전단압력(P0)에 반비례 한다. 시동 후에는 배압(Pa)에 관계없이 노즐전단 압력(P0)에 비례하여 미미하게 상승한다.
(3) 노즐압력(P0)에 관계없이 동일 형상을 가지 는 디퓨저는 시동압력비((P0/Pa)st)가 일정하고, 수 치해석과 실험결과는 약 5% 차이를 보인다.
(4) 압력비(P0/Pa)가 동일하면 디퓨저의 내부유 동특성이 유사하기 때문에 디퓨저만을 이용하여 배압이 변화 하는 내부유동 예측이 가능하다.
(5) 수치해석결과, 시동조건의 압력비(P0/Pa) 부 근에서는 디퓨저 내부에 수직 충격파가 발생하는 것을 확인하였다.
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