1. 서 론

최근 전술 및 감시 분야에서 전투형 무인 항공기(Unmanned Combat Aerial Vehicle, UCAV)의 활용도가 크게 증가함에 따라, UCAV의 임무 수행 능력을 향상시키기 위한 다양한 기술 개발 연구가 활발히 이뤄지고 있다. 특히 적외선(IR) 탐지 시스템의 고도화로 인해, 항공기에서 발생하는 적외선 신호를 저감하는 기술은 무인기 설계에서 중요한 과제로 대두되고 있다[1].

항공기에서 방사되는 적외선 신호는 주로 엔진의 배기플룸과 후방동체, 공력가열에 의한 항공기 표면에서 방출되는 열로 인해 발생한다. 이 중에서도 엔진 배기플룸은 열추적 탐지기(IR seeker)에 가장 뚜렷하게 포착되는 주요 방사원으로, 이는 항공기의 피탐지성에 직접적인 영향을 미친다. 따라서 배기플룸의 적외선 신호 저감 기술 확보는 현대전에서 UAV의 작전 지속능력과 생존성을 결정짓는 핵심 요소로 작용하고 있다[2,3]. 이러한 엔진으로부터 방사되는 적외선 신호를 저감하기 위해서는 적외선의 특성을 정확히 파악하고, 실험을 통해 적외선 신호 데이터를 확보하는 것이 필수적이다. 국내에서는 배기구 형상을 변형하거나, 배기플룸 주변에 액체 또는 고체 입자를 분사하는 방식 등의 실험 연구를 통해 다양한 적외선 저감 기법이 검증되었다. 이러한 연구들은 UCAV 및 유인 항공기 엔진의 IR 신호 저감 기술 개발에 중요한 기초 자료를 제공한다[4,5,6,7,8,9]. Sunmi Kim 등[4]은 Serpentine 형상의 배기노즐에 의한 적외선 신호 특성을 연구하여 Single-Serpentine 노즐이 원형 노즐 대비 적외선 신호를 최대 41.6% 저감함을 실험적으로 검증하였다. Ilsong Kweon 등[5]은 2D 배기노즐의 적외선 신호 특성에 대한 연구를 수행하며 2D 노즐이 원형 노즐 대비 낮은 적외선 신호를 나타냄을 정량적으로 평가하였다. 또한 Guarnieri 등[6]은 배기플룸 주위로 물을 미립화하여 분사하였을 때 배기가스의 표면 온도가 약 185 K 감소함을 확인하였으며, Gunwon Yu 등[7]은 마이크로 제트엔진을 활용하여 배기플룸 주위로 물 분사 각도에 따른 장파장 적외선 신호 특성을 분석하여 배기유동과 평행한 방향으로 분사 시 적외선 신호가 감소하는 반면 직접 혼합 분사 시에는 고온 수증기 생성으로 오히려 신호가 증가할 수 있음을 확인하였다. 또한 Weisrose 등[8]은 배기플룸 주위로 에어로졸 형태의 카본 입자를 분사하여 4~5 μm 파장대역에서 약 80~90%의 적외선 신호가 저감됨을 입증하였으며, Sungjae Mun 등[9]은 고체입자를 분사하여 열원 차폐 효과로 신호가 최대 77% 감소함을 확인하였다.

그러나 UCAV에 장착되는 엔진은 일반적으로 크기가 작고 구조가 단순한 소형 가스터빈엔진으로, 액체나 고체입자를 분사하는 방식은 별도의 저장 탱크 및 가압 장치 등 추가적인 탑재 장비가 필요하여 소형 무인기 플랫폼에 적용하기 어렵다[7,9]. 따라서 별도의 저장 탱크나 추가 장치 없이 저온의 공기를 배기플룸과 직접 혼합시켜 온도를 저감하는 접근이 소형 무인기 플랫폼의 소형화 및 경량화 측면에서 적합하다. Milee Joo 등[10]이 수행한 연구는 터보팬 엔진의 유동을 모사한 장치의 바이패스비를 단계적으로 변화시켜 엔진 후류를 외부 공기와 혼합하는 방식으로 적외선 신호 특성을 분석하였다. 실험 결과 바이패스비 1.4 조건에서 적외선 신호가 16.1% 저감됨을 확인하였다. 또한 Hyeonsik Jang 등[11]은 마이크로 제트엔진 배기구에 로브 믹서를 장착하고 바이패스비를 변화시켜가며 적외선 신호를 분석하였으며, 바이패스비 1.4 조건에서 로브 믹서가 단순 바이패스 방식 대비 약 3배 높은 최대 46%의 적외선 신호 저감 효과를 달성함을 확인하였다. Junyoung Choi 등[12]은 마이크로 제트엔진의 배기플룸에 대해 전 파장 대역에 대해 측정하여 바이패스비 증가에 따라 적외선 신호가 감소하는 경향을 실험적으로 검증하였다. 그러나 바이패스 유동은 터보팬 엔진에서 발생하는 유동으로, 터보제트 엔진에서는 이에 준하는 많은 양의 유량을 확보할 수단이 제한적이다. 따라서 본 연구에서는 터보제트 엔진에도 적용 가능한 방식으로, 적은 유량의 저온 공기를 배기노즐 내부로 직접 분사하여 배기플룸과 혼합시키는 추기공기 분사 방식을 고안하였다

따라서 본 연구에서는 압축기에서 추기된 고압공기를 활용하여, 마이크로 제트엔진의 배기플룸의 적외선 신호를 저감하고 이를 측정할 수 있는 실험장치를 구성하였다. 본 실험에서 사용된 압축공기는 실제 가스터빈 압축기의 추기공기보다 낮은 온도 조건으로, 정밀한 정량적 수치보다는 추기공기 분사를 통한 적외선 신호 저감 방식의 타당성을 확인하는 기초 연구로서의 의의를 가진다. 공기 압축기를 이용하여 발생한 고압공기를 압축탱크에 저장한 후, 배기노즐 내부로 분사하는 방법을 사용하여 가스터빈 압축기의 추기공기를 모사하였다. 이를 통해 고온의 배기플룸과 저온의 추기공기가 배기노즐 내부에서 혼합되어 노즐 출구에서 대기로 분출될 때 발생하는 적외선 신호를 정량적으로 측정하고 이를 분석하고자 한다.

2. 본 론

2.1 마이크로 제트엔진

본 연구에서 사용된 마이크로 제트엔진은 AMT Netherlands 사의 Olympus HP 엔진으로 원심형 압축기, 직류형 연소기와 축류형 터빈으로 구성되어 있다. 해당 엔진은 표준 대기 및 지상 정지 조건에서 최대 회전수 108,500 RPM, 최대 추력 230 N, 그리고 최대 750°C의 배기가스 온도를 갖는다[13]. 엔진 연료는 케로신에 Mobil Jet Oil 윤활유 4.5%를 혼합하여 사용하였다. 본 연구의 목적은 추기공기 분사가 적외선 신호를 저감할 수 있는지에 대한 메커니즘을 확인하는 기초 연구로 이를 달성하기 위하여 외부 압축공기를 노즐에 주입하여 추기공기를 모사하는 방식을 채택하였다. 일반적으로 제트엔진의 경우 노즐 끝단에서 초킹이 발생되도록 설계되나, 노즐로 과도한 공기주입이 있을 경우 압축기 서지 등의 문제가 발생할 수 있다. 따라서 실험의 안정성을 고려하여 엔진 작동조건을 쓰로틀 5%, 회전수 45,000 RPM으로 설정하였다. 엔진의 배기부에는 플랜지를 제작하여 배기노즐을 탈부착할 수 있도록 설계하였다. 실험에 사용된 제트엔진의 형상과 제원을 Fig. 1과 Table 1에 제시하였다.

Fig. 1.

Micro jet engine.

제트엔진의 운용 및 제어는 엔진 컨트롤 룸에서 수행된다. 엔진 컨트롤 룸 내부에서는 컴퓨터와 제어 소프트웨어를 통해 엔진을 실시간으로 운용 및 모니터링 할 수 있으며 추기공기 분사를 제어한다. 또한 캠코더 및 CCTV를 활용하여 실험 현장을 영상으로 확인할 수 있도록 구성하였다. 엔진 컨트롤 룸의 내부 전경을 Fig. 2에 제시하였다.

Fig. 2.

Engine control room.

2.2 실험장치

추기공기를 활용한 제트엔진의 배기플룸의 적외선 신호 저감의 실험적 연구를 위해 실험장치를 구성하였다. 본 실험장치는 마이크로 제트엔진(micro jet engine), 엔진 컨트롤 유닛(engine control unit), 배기노즐 내부로 추기공기를 공급할 수 있는 추기공기 분사장치, 제트엔진의 추기공기를 모사하기 위한 압축공기 공급 시스템, 계측 시스템으로 구성되어 있다. Fig. 3에 실험장치의 레이아웃이 제시되어 있다.

Fig. 3.

Layout of test rig.

추기공기 분사장치는 배기노즐(exhaust nozzle), 에어 매니폴드(air manifold), 스틸튜브(steel tube)로 구성된다. 배기노즐은 입구 직경 Φ 80.8 mm, 출구 직경 Φ 63.2 mm의 원형 축소형 노즐이며, 노즐 입구로부터 50 mm 떨어진 위치의 벽면에 Φ 7 mm의 분사유로 10개를 원주 방향으로 배치하였다. 분사유로의 개수는 배기노즐 외주면에 분사유로 체결을 위한 피팅 및 볼트 간섭을 고려하였을 때 원주 방향으로 등간격 배치가 가능한 최대 개수로 결정하였다. 분사유로의 분사각은 수직 분사(90°)에 의한 강한 난류 발생 및 서지 위험과 낮은 분사각에 의한 유동 혼합 감소를 동시에 방지하기 위해 노즐 축 방향에 대해 67.5°로 설계하였다. 에어 매니폴드는 압축탱크에서 공급된 공기를 10개의 분사유로에 균일하게 분배하는 역할을 수행한다. 에어 매니폴드는 직경 Φ 155 mm, 높이 130 mm이며 두께 5 mm의 원통형 구조로 설계하였다. 스틸튜브는 매니폴드로부터 배기노즐의 추기공기 분사부까지 공기를 전달하는 유로 역할을 한다. Fig. 4에 추기공기 분사장치의 구성별 사진을 제시하였으며 Fig. 5에 설계된 배기노즐과 에어 매니폴드의 단면과 제원을 제시하였다.

Fig. 4.

Bleed air injection system.

Fig. 5.

Dimension of bleed air injection system (a) Exhaust nozzle (b) Air manifold.

제트엔진의 압축기에서 고압의 공기를 추기하는 것이 설계상 제한적이라 이를 모사하기 위해 압축공기 공급 시스템을 구성하였다. 공기 압축기(air compressor, 파워에어콤프레셔, PAB42T4 -50)를 통해 압축한 공기를 고압공기 저장탱크(receiver tank, TANKNARA, YJAT-500L-AM, 2대)에 저장한 후 수동밸브, 솔레노이드 밸브(solenoid valve), 감압밸브(pressure reducing valve)를 통해 추기공기 유량을 조절하며 분사하였다. Fig. 6에 압축공기 공급 시스템이 제시되어 있다.

Fig. 6.

Compressed air supply system.

계측 시스템은 온도, 압력, 유량 데이터 계측 시스템과 적외선 신호 측정으로 나뉜다. 온도 데이터는 엔진 흡입구 전온도(Tt1)와 엔진 터빈 출구 전온도(Tt5)를 열전대를 이용하여 계측하였으며 DAQ(NI-cDAQ-9174) 및 LabVIEW 소프트웨어를 통해 온도 데이터를 수집하였다. 제트엔진과 추기공기 분사 시스템의 주요 위치에서 정압 및 동압을 측정하기 위해 Autrol사의 차압식 압력 트랜스미터(APT3100, APT3200)를 사용하였다. 엔진 흡입구 정압(Ps1), 에어 매니폴드 정압(Ps,manifold), 배기노즐 중간부 정압(Ps7.2)을 측정하였으며, 사용된 압력 트랜스미터의 측정 정확도는 측정 범위 대비 ±0.075%이다. 압력계에서 출력된 전류 신호는 DAQ(NI-cRIO-9075)로 수집되었으며 선형 보정식을 통해 압력 값으로 변환하였다. 유량 데이터 계측 시스템은 추기공기의 분사 유량(m˙)을 확인하기 위해 구성하였으며 벤튜리 튜브 유량계(flowmeter, 한국유량계공업, GSAV -4000) 및 DAQ(NI-cDAQ-9174)를 활용하여 측정하였다. 해당 유량계의 측정 범위는 0~0.3 kg/s이며 측정 정확도는 ±1.0%이다. Fig. 7에 계측 센서의 설치 위치를 간략히 제시하였다.

Fig. 7.

Measurement system.

배기플룸에서 방사되는 적외선 신호의 측정은 측정 파장 대역 내의 총 복사 에너지를 측정하는 장비인 FLIR사의 적외선 열화상 카메라(IR camera, A655sc)를 사용하였다. 해당 카메라의 측정 정확도는 ±2%이며, 본 연구에서는 최대 광휘(radiance) 값을 측정하여 경향성을 분석하였다. 적외선 카메라의 측정 파장 범위는 7.5 μm ∼ 14 μm의 장파장 적외선 대역이며, 측정 온도 범위는 100°C ∼ 650°C로 설정하였다. 장파장 적외선 대역은 배기가스의 적외선 신호를 정확히 측정하는 데 한계가 있으나, Junyoung Choi 등[12]에 따르면 공기 혼합에 의한 플룸 온도 저감 시 적외선 신호 감소 경향은 중파장 적외선 신호 및 장파장 적외선 신호를 포함한 전 파장 대역에서 동일하게 나타남이 확인된 바 있다. 따라서 본 연구에서는 중파장 적외선 카메라 대비 비교적 낮은 비용으로 활용 가능한 장파장 적외선 카메라를 사용하여 추기공기 혼합에 의한 적외선 신호 저감 경향을 측정하였다. 적외선 카메라는 배기노즐 축 방향 기준 90° 각도로 1.5 m 떨어진 곳에 설치하였으며, 측정 위치는 배기노즐 출구 직경(D = 63.2 mm)을 기준으로 하여 노즐 출구로부터 0.16D, 1D, 2D, 3D, 4D, 5D 떨어진 위치의 신호를 측정하였다. 적외선 카메라의 설치 위치 반대편에는 블랙 패널(black panel)을 설치하여 배경복사에 의한 간섭을 최소화하였다. Fig. 8에 적외선 신호 측정 시스템을 사진으로 제시하였고, 적외선 측정 시스템의 개념도를 Fig. 9에 제시하였다.

Fig. 8.

Infrared signal measurement system.

Fig. 9.

Schematic of Infrared signal measurement system.

3. 실험 및 결과 분석

3.1 실험 조건

본 연구에서는 제트엔진 압축기에서 추기되는 추기공기를 고압공기 압축탱크에 저장된 압축공기를 통해 모사하였다. 일반적으로 추기공기는 최대 흡입공기의 30% 이내에서 운용된다. 따라서 제트엔진의 흡입공기 유량 m0˙를 감안하여 배기노즐로 공급되는 추기공기의 유량 mb˙을 설정하였다. 본 실험에서는 쓰로틀 5%로 작동하는 엔진의 흡입공기 유량과 추기공기 유량의 질량비(Mass Flow Ratio, MR)를 시험조건으로 하여 MR = 10%, MR = 15%, MR = 20%, MR = 25%, MR = 30%로 설정하였다.

엔진의 흡입공기 유량은 Eq. 5에 제시된 관계식을 활용하여 계산하였다. 엔진 작동조건에서 Ps1과 벨마우스의 유량계수(Discharge Coefficient, Cd)를 고려하여 0.183 kg/s로 산정하였다. 정해진 양의 추기공기를 공급하기 위해 수동 밸브와 감압밸브는 사전에 조정해 둔 채로 약 5~7초 동안 솔레노이드 밸브에 전류를 인가하였으며, 최종적으로 요구되는 고압공기 유량을 Table 2에 제시하였다.

3.2 적외선 신호 측정 결과

추기공기 분사장치를 통해 마이크로 제트엔진의 배기노즐 내부로 추기공기를 분사한 경우, 추기공기 공급량에 따른 적외선 이미지를 적외선 열화상 카메라를 사용하여 측정하였다. Fig. 10에 MR에 따른 적외선 이미지 결과를 추기공기 분사 전과 분사 후로 나누어 제시하였다. 추기공기가 분사됨에 따라 엔진 배기플룸의 적외선 신호가 낮게 측정되는 것을 확인하였다.

Fig. 10.

Infrared images (a) MR = 10% (b) MR = 15% (c) MR = 20% (d) MR = 25% (e) MR = 30%.

Fig. 11에서 Fig. 15에 고압공기 공급에 따른 적외선 신호의 크기를 그래프로 제시하였다. 제시된 그래프의 x축은 시간, y축은 방출된 복사 에너지를 단위 면적과 입체각으로 나눈 Radiance [W/(sr∙mm2)]로 나타내었으며, 고압공기가 공급되는 구간에 한정하여 도시하였다. 또한 0.16D부터 5D까지의 측정 위치에서 얻어진 Radiance 크기를 상호 비교할 수 있도록 제시하 였다. 추기공기 공급량이 10%, 15%, 20%, 25%, 30%로 증가할수록 적외선 신호의 크기는 점차 감소함을 볼 수 있다. 또한 노즐 출구인 0.16D 위치에서 적외선 신호의 저감 효과가 크게 나타남을 알 수 있으며, 노즐 출구에서 멀어질수록 추기공기가 분사되기 전과 분사된 후의 적외선 신호의 격차가 줄어듦을 확인할 수 있다.

Fig. 11.

Infrared radiance with time, MR = 10%.

Fig. 12.

Infrared radiance with time, MR = 15%.

Fig. 13.

Infrared radiance with time, MR = 20%.

Fig. 14.

Infrared radiance with time, MR = 25%.

Fig. 15.

Infrared radiance with time, MR = 30%.

추기공기 분사장치를 통한 제트엔진 배기가스의 적외선 신호 저감 정도를 정량적으로 확인하기 위해 적외선 신호 감소율을 계산하였다. 적외선 신호 감소율 공식은 Eq. 6에 제시되어 있으며, I1은 추기공기 분사 전의 적외선 신호, I2는 추기공기 분사 후의 적외선 신호다.

적외선 신호 감소율을 Table 3에 제시하였으며, Fig. 16에 노즐로부터 거리에 따른 적외선 신호 감소율이 그래프로 제시되어 있다. 대부분의 실험 조건에서 노즐 출구 위치(0.16D)에서 가장 큰 적외선 신호 감소율이 관측되었다. MR = 30% 조건에서는 최대 9.58%의 적외선 신호 감소율을 보였으며, MR = 25%는 9.14%, MR = 20%는 6.16%, MR = 15%는 5.33%의 감소율을 나타내었다. 전반적으로 MR이 증가할수록 감소율이 커지는 경향을 확인할 수 있었으며, 노즐 출구로부터 거리가 멀어질수록 적외선 신호 감소율이 점진적으로 낮아지는 경향을 보였다.

Fig. 16.

Infrared radiance reduction with measurement location.

3.3 추기공기 침투 거동 분석

엔진 배기노즐 내부로 분사되는 추기공기는 엔진의 배기유동과 상호작용하면서 교차흐름 제트(Jet-In-Crossflow) 현상의 침투 거동을 형성하고, 침투 깊이와 혼합 양상에 따라 배기플룸의 온도 분포와 적외선 신호의 저감 효과가 달라진다. 본 연구에서는 이러한 혼합 특성이 배기플룸의 적외선 신호에 미치는 영향을 분석하였다. Fig. 17에는 노즐내 스테이션과 교차흐름 제트의 개념도를 제시하였다.

Fig. 17.

Schematic of Jet-In-Crossflow.

교차흐름 제트의 침투 거동 분석은 Lefebvre[14]의 실험 결과를 기반으로 도출한 상관식 Eq. 7을 사용하였다. 주요 변수로 유동 중심선의 침투 깊이 Y, 배기유동 방향 거리 X, 분사 유로 직경 d(=7 mm), 모멘텀 플럭스 비(Momentum –Flux Ratio, J)가 사용되었다. 모멘텀 플럭스 비는 노즐 내부 스테이션 7.2의 정압, 온도, 단면적 비율을 기반으로 계산한 엔진 배기유동의 밀도 𝜌_7.1, 속도 V7.1와 고압공기 유동의 밀도 ρjet와 속도 Vjet를 통해 산출하였다. 이때 배기노즐 입구 전온도(Tt7)는 터빈 출구 전온도(Tt5)와 같다고 가정하였으며, 측정된 배기노즐 입구 전온도는 MR = 10% 조건에서 575.8°C, MR = 15% 조건에서 560.4°C, MR = 20% 조건에서 574.5°C, MR = 25% 조건에서 575.2°C, MR = 30% 조건에서 571.7°C로 확인되었다. MR 변화에 따른 배기노즐 입구온도의 변화가 최대 약 15°C 이내로 미미하여 실험 조건 전반에 걸쳐 일정한 것으로 판단하였다. 고압공기 유동은 Darcy–Weisbach 방정식[15]과 Swamee–Jain 근사식[16]을 이용하여 에어 매니폴드에서 스틸튜브 출구까지의 압력강하를 반영하였다.

본 연구의 추기공기 분사 조건을 고려하여 Sridhara[17]가 제시한 상관식 Eq. 9을 이용하여 다중 제트의 최대 침투 깊이 Ymax를 계산하였다. 계산 결과, 모멘텀 플럭스 비 J가 증가할수록 침투 깊이가 커지는 경향을 확인하였다.

추기공기 유동 중심선의 침투 궤적을 추기공기 분사구 중심으로부터 노즐 축 방향 거리(X축)와 침투 깊이(Y축)에 따라 Fig. 18에 도시하였다. 또한 침투 거동의 상대적 스케일과 배기노즐 단면의 실제 길이 비례 관계를 고려하여 시각화한 합성 결과를 Fig. 19에 나타내었다.

Fig. 18.

Penetration depth with axial distance.

Fig. 19.

Schematic of the penetration trajectory.

추기공기 침투 분석을 통해 도출된 거동을 검증하기 위해 Ansys Fluent 2024 R1을 이용하여 배기노즐 내부의 유동해석을 수행하였다. 본 연구에서는 k-ω SST(Shear Stress Transport) 난류 모델을 적용해 노즐 벽면 근처의 경계층 유동과 노즐 출구 이후 발생하는 혼합 유동을 동시에 효과적으로 모사하였다. 격자 생성에는 원형의 배기노즐과 추기공기 분사부를 효율적으로 모사하기 위해 다면체 격자(polyhedral mesh)를 적용하였으며, 벽면 근처 점성 유동의 정확성을 고려하여 3개의 Boundary Layer를 생성하고 Growth Rate을 1.1로 설정하였다. 해석에 적용된 격자의 벽면 Y+ 면적 가중 평균(area-weighted average)값은 0.854로 확인되었으며, 이는 k-ω SST 모델의 권장 범위(Y+ < 1)를 만족한다. 계산 효율 향상을 위해 Periodic 형상을 적용하였으며, 해석 모델의 격자 형상 및 경계 조건을 Fig. 20에 제시하였다. 배기노즐 입구는 Pressure Inlet, 추기공기 분사구는 Velocity Inlet, 노즐 출구는 Pressure Outlet으로 설정하였으며, 노즐 벽면은 Wall 조건을 적용하였다. Fig. 21에는 유동장 형태의 해석 결과와 추기공기 유동 중심선의 침투 궤적을 비교하여 제시하였다. 이때 그림에서 점선은 실험 결과를 바탕으로 도시한 침투 궤적 중심선을 나타낸다.

Fig. 20.

Computational grid system.

Fig. 21.

Thermal–fluid field contours.

교차흐름 제트에 의한 배기노즐 내 추기공기의 침투 거동을 분석한 결과, 모멘텀 플럭스 비 J가 증가할수록 엔진 배기유동을 관통하는 추기공기 유동의 최대 침투 깊이가 늘어나는 것을 확인하였다. 유동해석 결과를 기반으로 배기노즐 출구면 평균온도의 추기공기 분사 전·후 온도 강하를 모멘텀 플럭스 비 J에 대하여 Fig. 22에 제시하였다. 또한 Fig. 23에 모멘텀 플럭스 비 J에 따른 적외선 신호 감소율을 측정 위치별로 도시하였다. 최종적으로 모멘텀 플럭스 비 J가 증가할수록 추기공기의 최대 침투 깊이가 증가하고 배기노즐 출구의 평균온도가 감소하는 경향을 확인하였으며, 동시에 적외선 신호가 저감되는 상관관계를 확인하였다.

Fig. 22.

Temperature drop & Penetration depth with momentum flux ratio.

Fig. 23.

Infrared radiance reduction with momentum flux ratio.

3.4 추력 손실 분석

추기공기 분사에 의한 적외선 저감 기법이 실제 제트엔진에 적용되었을 때 엔진의 추진 성능에 미치는 영향을 분석하고자 가스터빈 성능 해석 전문 소프트웨어인 GasTurb 14를 활용하였다. 분석 결과, MR이 증가함에 따라 엔진의 추력이 감소하였으며, MR = 30% 조건에서는 기준 상태 대비 최대 36.4%의 추력 손실이 발생하는 것을 확인하였다. MR 변화에 따른 엔진 추력 및 추력 손실율은 Table 4에 제시하였다.

4. 결 론

본 연구에서는 마이크로 제트엔진의 배기노즐 내부로 추기공기를 분사할 수 있는 실험장치를 구성하고, 분사 전·후 배기플룸의 적외선 신호 특성을 분석하였다. 실험 결과, 엔진 흡입공기 유량 대비 압축공기 유량의 질량비 MR이 증가할수록 배기플룸의 적외선 신호가 감소하는 경향을 확인하였다. 특히 MR = 30% 조건에서 배기노즐 출구 부근의 적외선 신호가 최대 9.58% 감소하였다. 이는 배기유동 내로 침투된 고압공기가 배기플룸의 온도를 국소적으로 낮추고, 혼합을 촉진함으로써 배기가스의 온도를 낮춘 것으로 판단된다.

제트엔진의 배기노즐 내부로 분사되는 고압공기는 엔진 배기유동과 상호작용을 통해 특정 침투 거동을 형성함을 확인하였으며, 실험 데이터 및 조건들을 기반으로 침투 궤적을 2차원 형태의 그래프로 제시하였다.

실험 데이터를 기반으로 유동해석을 수행한 결과, 계산된 유동 침투 궤적이 유동장 해석 결과와 유사한 경향을 보였다. 또한 모멘텀 플럭스 비(J)가 증가함에 따라 추기공기 유동의 침투 깊이가 증가하였으며, 이에 따라 배기노즐 출구면의 배기플룸 평균온도가 낮아지고 적외선 신호가 효과적으로 저감됨을 확인할 수 있었다.

본 연구를 통해 추기공기 분사를 이용한 마이크로 제트엔진 배기플룸의 적외선 신호 저감 가능성을 검증하였으며, 본 연구에서 제안한 방식은 터보팬 엔진 기반의 믹서 혼합 방식에 비해 적은 유량으로 적외선 신호를 저감할 수 있다는 장점이 있다. 그러나 추기공기 유량의 증가는 엔진 압축기에서 추기되는 공기량이 늘어남에 따라 엔진 추력성능이 MR = 30% 조건에서 최대 36.4% 저하된다. 향후 연구에서는 설계 파라미터 최적화를 통해 제한된 MR을 가지고 추력 손실을 최소화하며 최대 저감 효율을 내는 모멘텀 플럭스 비를 찾는 것이 필요하다고 판단된다.