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

한국추진공학회 2010년도 추계학술대회 논문집 pp.170~176 2010 KSPE Fall Conference

2-D 가변 추력편향 노즐 설계 및 유동해석

김윤희* ․ 최성만** ․ 장현수***

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

Yoonhee Kim* ․ 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 항공기의 비행조건에서 터보팬 엔진의 기본성능을 도출하였으며, 이를 바탕으로 이차원형태의 피치 편 향이 가능한 추력편향 노즐을 설계하였다. 상용 해석프로그램인 Fluent 를 이용하여 축소확대 노즐에 대한 기본 유동특성을 파악하고, 피치 추력편향시의 유동특성과 비교하였다.

Key Words: Thust Vectoring Nozzle(추력편향노즐), Convergent-Divergent Nozzle (수축확산 노즐)

* 전북대학교 항공우주공학과 ** 전북대학교 항공우주공학과 부교수 연락저자, E-mail: [email protected] *** 국방과학연구소

1. 서 론

초음속 기동을 하는 항공기의 추력 편향기술 (Thrust vector control)은 기동력 향상 및 스텔 스 효과 등으로 최신의 항공기에 적용되고 있는 실정이다. 추력편향이란 비행기 추력의 방향 제 어를 통해 동체의 움직임을 변화시키는 것을 말 하는데, 추진 계통에서 이용되는 기술은 엔진 배

기노즐을 이용하여 분사되는 제트의 방향을 편 향시키는 것을 말한다. 직접적으로 배기가스의 추진방향을 변화시키기 때문에 기동 비행 시 높 은 받음각의 플랩을 이용하는 것보다 기동성을 더욱 향상시킬 수 있는 장점이 있다.[1,2]

배기노즐을 이용한 추력편향 방법은 크게 유 체 역학적 방법과 기계 역학적인 방법으로 나뉜 다. 유체역학적 방식의 장점은 기계학적인 방법 과는 달리 별도로 엔진중량을 증가시키지 않고 추력을 편향시키는데 있다. 하지만 유체 노즐의 핵심인 압축 공기의 분사와 조절에 대한 더 많 은 연구가 필요한 실정이다. 기계역학적인 방법

Nomenclature A= nozzle Area (mm) AR= aspect ratio

F= resultant thrust,



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

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

NPR= nozzle pressure ratio (P8/P9)

= 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 throat to exit, (mm) Xh= length from nozzle throat to hinge, (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

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 변화시키기 때문에 노즐내부의 유동 흐름변화가 커지면서 추력편향각도 커지게 된다.

축대칭 노즐의 경우 복잡한 기계장치를 필요 로 하며, 이차원 노즐의 경우 기계장치 및 조작 이 상대적으로 간단하다는 장점이 있다. 또한 사 각형 형태의 이차원 노즐은 형상은 구조적으로 간단해지는 이점과 쌍발엔진을 장착하는 경우 동체와 노즐의 연결이 쉽다는 장점이 있다. 또한 이러한 사각형 단면을 이용한 추력편향 기술은 엔진 내부 고온의 배기가스에서 발생하는 적외 선과 노즐형상에 반사되는 레이더신호를 줄일 수 있어 전투기의 은닉기술인 스텔스 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 수축-확산 노즐을 설 계하고, 상용 전산해석프로그램인 Fluent를 이용 하여 설계된 노즐에 대한 유동해석을 수행하고 자 한다.

2. 노즐 설계

추력편향노즐설계를 위하여 Kim 등의 연구에 서 제시한 가상의 초음속 항공기를 모델로 하였 다.[7] 이때 추진기관은 바이패스비가 0.34인 후 기연소기가 장착된 터보팬 엔진으로 항공기는 고도 40 kft에서 최대 마하수 1.8까지 비행 가능 하다. 배기시스템은 가변 수축확산 노즐을 사용 하며 동시에 가변피치가 ±20^o 가능하도록 제안 되었다.

항공기의 다양한 작동조건에서 가변노즐의 형 상을 설계하기 위해서 항공기의 작동조건을 지 상 이륙시, 마하 0.9 순항 비행시, 애프터버너의 작동 없이 초음속 순항을 하는 마하 1.5 의 슈퍼 크루저 조건, 그리고 최대 마하수 1.8 로 비행할 때를 기준으로 하여 초음속 수축확산 노즐의 기 하학적 설계를 수행하였다. 이러한 비행조건에서 의 엔진성능해석은 AEDSYS S/W 를 이용하여 계산하였으며 결과가 table 1에 제시되어 있다.

Condition

Case 1 Case 2 Case 3 Case 4 0 ft 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 3.32 5.76 12.07 15.32

Mach 1.46 1.82 2.28 2.42

 (kg/s) 65.41 34.20 64.51 52.61 F(N) 83,600 21,156 43,290 62,466

Table. 1 비행조건에서의 엔진작동

Fig. 1 노즐 형상 개략도

엔진작동조건을 이용하여 초음속 축소확대노 즐의 기하학적 형상을 다음과 같은 방법으로 구 하였다. 축소확대 노즐의 개략도는 Fig. 1에 제 시되어 있다. 노즐 목면적 (_)은 설계점 성능 분석을 통해 얻은 데이터를 이용하여 노즐 초크 조건과 질량 유량율로 부터 결정 하였다. 노즐 면적비 및 최대 축소각 (^) 및 최대 확대각 () 은 참고문헌[7,8]에 제시된 값들을 이용하였다.

목면적 과 출구 면적값을 이용하여 노즐 목의 반지름( )과 출구 반지름 ( )값을 순차적으로 구하였다. 엔진의 축대칭 축소확대노즐은 실험결 과와 비교할 수 있도록 목 반경(Nozzle Throat Radius) 기준 1/16로 축소하였으며 Table 2에 결과가 제시되어 있다.

Condition Case 1 Case 2 Case 3 Case 4

 (kg/s) 0.72 0.78 1.64 3.11 pt8 (Pa) 342.47 595.87 1247.31 1584.61

Tt8 (Pa) 300 300 300 300

M9 (Mach) 1.6 1.61 2.25 2.23 pt9 (Pa) 339.92 589.66 1232.14 1562.41 p9 (Pa) 80.46 137.07 107.15 138.80 V9 (Pa) 420.90 489.33 555.50 572.72 Fg (N) 333.62 422.58 1009.75 1961.67

Table. 2 축소 모델 작동설계 값

축소시킨 축대칭 모델노즐은 2차원 수축 확산 노즐로 등가면적 변환 하였으며, Table 3에 결 과가 제시되어 있다.

Condition Case 1 Case 2 Case 3 Case 4

AR 1 1 1 1

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 2차원 수축확산 모델 노즐 제원

이차원 축소확대노즐을 기본으로 하여 가로세 로비를 1, 2, 3 으로 변화될 때, 피치편향플랩의 힌지위치 및 피치편향각을 변수로 하여 다양한 모델을 설정하여 계산에 이용하였다. 피치 편향 각은 Talyor[10] 연구에서와 같이 ±20°의 변화가 가능하도록 하였다. 피치편향 노즐의 개략도는 Fig. 2에 제시되어 있다. 피치플랩의 힌지 위치 는 힌지위치비(    )를 이용한다. 이때 Xs 는 노즐목에서 출구까지의 거리를 나타내며, Xh 는 노즐목에서 힌지 위치까지의 거리이다.

노즐목에 위치할 경우 0.00, 노즐 출구에 힌지가 위치할 경우는 1.00의 값을 갖는다. Figure 3은 M=1.5에서 힌지위치비가 0.67일 때의 피치편향 노즐 모델이다.

Fig. 2 추력편향 노즐 개략도 (Side view)

Fig. 3 피치편향 노즐모델 (Mach=1.5,     =0.67)

3. 수치 해석

추력편향노즐의 다양한 형상에 대한 추력특성 을 이해하기 위해서 Fluent를 이용하여 수치해석 을 수행 하였다. Figure 5는 본 연구에서 적용된 노즐 형상 변수 중 M=1.5에서 피치플랩이 없을

때 (    =1.00) 해석에 이용되어진 격 자 계와 피치편향을 수행할 때 격자계를 나타내 고 있다. 피치편향을 하지 않을 경우 격자수는 27,560개이며, 피치편향을 할 경우 격자수는 59,630 개이다. 격자수는 각각의 케이스마다 달 라지며 20,000 ~ 900,000개 사이의 격자를 이용 하였다. 수치해석 경계 조건은 Table 4와 같다.

계산시 실험과의 비교를 위해 노즐 상류 전 온 도를 Tt7=300 K로 가정하였으며 노즐 후방의 외 부유동장의 압력을 대기압으로 설정하여 계산을 수행하였다.

(a) 기본노즐 형상 (Side view)

(b) 피치편향 시 (Side view) Fig. 4 격자시스템

이때, 노즐 내부 유입되는 유동의 입구 조건인 전압력은(Pt7) 각 설계 조건에서 대기압과의 비인 노즐 압력비로 정의 하였다. 또한, 에너지 방정 식의 소산율은 ε=10^-5의 값을 정하였으며 10,000 회의 반복계산 후 노즐의 질량유량 변화를 조사 하여 수치해의 수렴성을 결정하였다.

Parameter 노즐 입구 Total Pressure

Total Temperature

노즐 출구 Static Pressure Static Temperature

벽 No-Slip, 단열

난류방정식 SST K-ω Turbulence Model 작동유체 Ideal Gas

Table. 4 경계조건

4. 결과 및 분석

Figure 5는 노즐 압력비에 따라 변하는 추력분 포도를 보여주고 있다. NPR이 증가할수록 추력 이 증가하는 것을 볼 수 있는데 일차원 해석결 과와 거의 유사한 값을 보임을 알 수 있다. Fig.

6 에 각 비행조건에서의 압력분포도가 제시되어 있다. NPR 이 3.32, 5.76 인 경우 확산부 내부에 경사 충격파가 중첩되어 발생하여 이상적인 경 우에 비해 추력손실이 발생함을 알 수 있다. 따 라서 각 비행조건별로 최적의 확산부 길이가 존 재함을 알 수 있다. Figure 7은 힌지위치에 따른 축소확대노즐의 형상을 나타내었다.

Fjg. 5 NPR에 따른 변화추력

NPR=3.32 NPR=5.76

NPR=12.07 NPR=15.32 Fig. 6 NPR에 따른 가변노즐 압력분포도

(a)(Xs-Xh)/Ls=0.00 (Xs-Xh)/Ls=0.00

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

(c) (Xs-Xh)/Ls=0.67 (d) (Xs-Xh)/Ls=1.00 Fig. 7 힌지위치에 따른 노즐형상 (M=1.5)

Figure 8은 힌지위치에 따른 속도 분포도이다.

힌지위치가 노즐 목에 위치할 때(^  

=0.00)에는 확대각과 확산부가 없기 때문에 피치 플랩면은 평판면이 된다.

(c) (Xs-Xh)/Ls=0.67 (d) (Xs-Xh)/Ls=1.00 (b) (Xs-Xh)/Ls=0.33 (a) (Xs-Xh)/Ls=0.00

Fig. 8 힌지위치비(Xs-Xh)/Ls에 따른 속도분포도

확대각이 없는 평판만 있는 노즐형상에서는 노즐내부에서 적절한 속도의 증가가 이루어 지 지 않고 힌지 위치가 0.33, 0.67 일 경우 노즐 내 부에 경사충격파가 발생하며, 힌지위치가 1.00 일 경우 최적의 속도분포를 가짐을 확인 할 수 있다. Figure 9에 힌지 위치비에 따른 압력분포 가 제시되어 있다. 힌지 위치비가 1인 경우 정상 적인 압력분포를 보이나. 힌지위치비가 0.00인 경우 적절하게 팽창을 하지 못하고 목을 지나고 나서도 높은 압력비로 유지되고 있음을 볼 수 있다.

Fig. 9 힌지위치에 따른 압력비 (NPR=12.07)

Figure 10은 힌지위치비에 따른 노즐내부 정압 력을 나타내고 있다. 플랩힌지 위치가 0.33, 0.67 인 경우 경사충격파가 벽면에서 수 회 발생하는 것을 볼 수 있으며, 힌지위치가 1.00 인 경우 적 절한 압력분포를 보여줌을 알 수 있다.

(a) (Xs-Xh)/Ls=0.00 (b) (Xs-Xh)/Ls=0.33

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

Fig. 10 힌지위치에 따른 노즐내부 정압력 (δV,P=0˚)

Fig. 11 에 노즐 힌지위치에 따른 총 추력이 제시되어 있다. 노즐 힌지위치가 목에 위치할 경 우 가장 추력이 낮음을 알 수 있으며, 힌지위치 가 최적의 위치인 1.00 으로 갈수록 이상적인 추 력에 점차 근접함을 알 수 있다.

Fig. 11 힌지위치에 따른 추력변화

Figure 12는 노즐 입구의 가로세로비가 증가 할 때의 노즐 개략도를 나타내고 있다. 이때 플 랩이 위치한 힌지위치는 대략 노즐확산부분의 1/3 길이에 위치해 있으며, 노즐의 전체면적은 동일하다. 가로세로비가 3 일 때 가장 추력이 적 게 나타남을 Fig. 11 에서 확인할 수 있으며, 이 것은 정사각형에서 직사각형 형태로 갈수록 마 찰 손실이 증가함을 알 수 있다.

Top View

Side View Pitch Flap

AR=1 AR=2 AR=3 Fig. 12 가로세로비 변화에 따른 노즐 개략도

((Xs-Xh)/Ls=0.33)

피치 편향각에 따른 추력손실을 살펴보기 위 해 편향각이 0˚, 10˚, 20˚일 때를 각각 계산하였 으며, 피치 편향에 대한 노즐형상이 Fig. 13 에 제시되어 있다.

Fig. 13 피치 편향각에 따른 노즐 개략도 ((Xs-Xh)/Ls = 0.33)

이때의 노즐 힌지 위치비는 0.33으로 노즐 확산 부에 위치하고 있다. Fig. 14에 0°, 10°, 20˚로 피치편향을 수행했을 때의 정압분포가 제시되어 있으며, Fig. 15에 피치 편향각에 따른 노즐중심 부, 윗면, 아랫면에 대한 압력분포가 제시되어 있다. Fig. 14 와 Fig. 15에서 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 피치각이 10° 에서 20˚ 로 갈수 록 더욱 뚜렷하게 나타남을 알 수 있다.

(a) _  

unit:pa

(b) _  

(c) _  

Fig. 14 피치편향각에 따른 압력 분포도(

Fig. 15 피치 편향각에 따른 노즐 압력비 (NPR=12)

Fig. 16은 피치편향에 따른 추력을 나타내고 있다. 편향각의 증가에 따라 축 추력은 감소하고 수직방향 추력은 점차 증가하는 형상을 볼 수 있다. 노즐에서 발생하는 총추력은 다소 감소하 고 있음을 볼 수 있다. 이는 피치 편향에 따라 경사충격파의 위치가 점차 변화되고 중첩되어 결과적으로 추력손실로 나타나는 것으로 판단된 다.

Fig. 16 피치변화각에 따른 추력 (M=1.5,(Xs-Xh)/Ls=0.33)

5. 결 론

초음속 항공기에 적용 가능한 가변 추력 편향 노즐을 설계하고 이에 대한 수치해석을 수행하 였다. 피치편향판의 힌지위치는 가능한 노즐 출 구에 위치하는 것이 최적의 추력효과를 가져오 는 것으로 판단된다. 그리고 피치 편향각이 커질 수록 노즐 내부에서의 아랫면과 윗면의 압력차 는 심해짐을 알 수 있었다. 추후 실험과의 비교

분석을 통해 최적의 추력편향노즐 설계가 가능 할 것으로 기대된다.

후 기

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

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