1. 서 론
2. 형상 및 전산 해석 방법
2.1 해석 대상
2.2 격자 민감도 분석
2.3 수치 기법 및 경계 조건
3. 전산해석 결과
3.1 타입별 연소 특성 분석
3.2 타입별 연소 특성 비교
4. 결 론
1. 서 론
RBCC 엔진(Rocket Based Combined Cycle) 은 로켓기반의 복합사이클로 터빈기반의 TBCC 엔진(Turbine Based Combined Cycle)과 함께 재사용 우주비행체의 추진기관으로 많은 관심을 받아왔다[1]. 대기권 외의 영역에서 별도의 로켓이 필요한 TBCC 엔진과는 다르게, RBCC 엔진은 하나의 추진기관으로 대기권부터 우주공간까지 넓은 영역을 비행할 수 있다는 장점이 있다[2]. 이러한 RBCC 엔진은 기존 로켓 엔진이 산화제를 탑재함으로 인해 낮아질 수밖에 없는 비추력저하 문제를 개선하고, 램/스크램제트 엔진의 운용이 제한되는 저마하수 영역과 우주공간에서도 비행할 수 있도록 로켓 기관과 공기흡입식 고속 추진기관의 장점을 결합한 복합추진시스템이다[3,4].
Fig. 1에 RBCC 엔진의 개념도를 나타냈다. 엔진의 구성품으로는 기존의 공기흡입식 고속추진기관과 유사하게 흡입구, 격리부, 연소기, 노즐이 있으며, 이때 내부에서 로켓 유동을 분사해주기 위한 임베디드 로켓(Embedded rocket)과 로켓 유동과 흡입된 공기 유동이 혼합된 후 2차 연료 분사 및 연소를 통해 추가적인 추력을 얻기 위해 장착하는 2차 연료 분사기(2nd fuel injector)가 있다[5].
RBCC 엔진은 넓은 비행 영역을 효과적으로 비행하기 위해 4가지 비행 모드(이젝터 로켓 모드, 램제트 모드, 스크램제트, 로켓 모드)로 운용된다[6]. 그중에도 초기 가속단계라고 할 수 있는 이젝터 로켓 모드로 운용할 경우, 전체 연료량의 50% 이상이 소모될 수 있다는 연구결과가 있기 때문에 이젝터 로켓 모드 성능의 향상은 RBCC 엔진의 전체적인 성능향상에 큰 영향을 미칠 수 있다[4,7,8]. 이젝터 로켓 모드는 일반적으로 정지 상태부터 마하 3까지 운용된다. 임베디드 로켓의 운동량을 이용한 이젝터 효과(Ejector effect)로 공기를 흡입하게 되며, 흡입된 공기와 고온의 로켓 플룸과 혼합되면, 추가적으로 연료를 분사하여 더 높은 추력을 발생시킬 수 있다[8,9].
이젝터 로켓 모드는 연소 방식에 따라 SMC(Simultaneous Mixing and Combustion) 모드, DAB(Diffusion and Afterburning) 모드, SPI(Shield Primary Injection) 모드, IRS(Independent Ramjet Stream) 모드로 나눌 수 있다[10,11,12]. SMC 모드는 로켓 유동과 공기 유동이 혼합과 동시에 연소가 일어나는 방식이다. 로켓에서 과농(fuel rich)한 상태의 유동이 분사되기 때문에 흡입되는 공기 유동과 혼합되면서 동시에 연소가 일어난다. DAB 모드는 로켓 유동과 공기 유동이 충분히 혼합된 후, 연소기 후단에서 2차 연료 분사로 인해 2차 연소가 일어나는 방식을 말한다. SMC 모드는 DAB 모드에 비해 연소기 길이가 줄어들어 엔진의 무게가 감소하고, 2차 연료 분사가 필요하지 않아서 설계가 간단해진다는 장점이 있다. 반면, DAB 모드는 로켓 유동과 공기 유동이 충분히 혼합된 후에 2차 연소가 이뤄지기 때문에 SMC 모드보다 연소 효율이 높다는 장점이 있다[13]. SPI 모드는 SMC 모드처럼 과농한 유동이 분사되지만, 바로 연소 반응이 일어나지 않도록 유동이 차폐된 상태로 흘러가다가 후류에서 2차 연소가 일어나는 방식이다. IRS 모드는 연료가 엔진의 흡입구 혹은 격리부에서 주입되어, 유입되는 공기와 예혼합을 거치고, 고온의 로켓 유동을 만나면서 연소가 일어나는 방식이다[11,12].
본 연구에서는 로켓 유동과 공기 유동의 혼합 및 연소 현상을 상세히 고찰하고자 2차 연료 분사가 없는 SMC 모드에 기반한 연소기 내 유동장을 분석하였다. 또한, 현재까지 연구된 RBCC 엔진을 임베디드 로켓의 배치에 따라 3가지 타입(Axisymmetric type, Wall-attached rocket type, Strutjet type)으로 분류하고, 각 타입에 따른 특성을 분석하였다[14,15,16,17,18]. 이해를 돕기 위해 각 타입에 대한 대략적인 형상을 Fig. 2에 나타냈다. 먼저 Axisymmetric 타입은 축 대칭 형상으로, 기존의 고공 환경 모사를 위한 시험 장비인 이젝터와 형상이 유사하며, 유로의 정중앙에 로켓이 위치한다. 두 번째로 Wall-attached rocket 타입은 Axisymmetric 타입과 달리 로켓이 한쪽 벽면에 위치하며, 90년대 중반 일본의 JAXA에서 많이 연구된 형태이다[19]. 마지막으로 Strutjet 타입은 Strut에 의해 나뉘어있는 유로 사이로 공기가 흡입되고, Strut 후방에 탑재된 로켓이 분사되는 형태로, 90년대 중반에 미국에서 처음 제시된 개념이다[18].
개별적인 엔진타입에 대해 연소 효율 증대 또는 모드 천이에 관한 연구는 일부 수행되었지만, 본 연구에서 소개한 바와 같이 임베디드 로켓 위치에 따라 엔진을 분류하고 각 타입에 따른 성능 비교를 수행한 연구는 찾아보기 힘들다. 따라서 본 연구에서는 전산해석을 통해 각각의 엔진타입에 대해 로켓 챔버 압력, 연소기 길이를 변화시켜 5가지 시험조건을 구성하고, 각 엔진타입이 갖는 성능 특성을 비교하고 분석하였다.
2. 형상 및 전산 해석 방법
2.1 해석 대상
전산 해석을 수행하기 위한 기준 형상은 Axisymmetric 타입을 채택하였으며, 이 타입에 적용된 형상 설계 조건을 Wall-attached rocket 타입과 Strutjet 타입에도 동일하게 적용하여, 엔진 타입에 따른 주요 성능 변화를 확인하였다. 기준 형상인 Axisymmetric 타입은 Yan 의 연구[14]에 나타난 형상을 일부 단순화하여 설계하되, 논문에서 제공되지 않은 정보(임베디드 로켓, 연소기 후단 팽창부 영역)는 다른 엔진 타입과 동일한 조건을 갖도록 하였다.
Fig. 2에 나타난 엔진의 대략적인 형상들을 보면 Axisymmetric 타입은 격리부(Isolator)에 굴곡이 있으나, 나머지 타입은 격리부가 직선형인 것을 알 수 있다. 본 연구는 임베디드 로켓의 배치에 따른 엔진의 성능변화를 고찰하는 것이 주목적이므로, 격리부 형상에 의한 영향을 배제하기 위하여 Axisymmetric 타입의 격리부를 직선형으로 변경하였다. 이렇게 변경한 Axisymmetric 타입의 형상을 Fig. 3에 나타냈다. 이때, 그림에서 파란색 화살표는 공기 유동의 유입을, 붉은색 화살표는 로켓 유동의 분사를 나타낸다. 모델의 주요 형상 수치는 Table 1에 별도로 정리하였다.
Table 1.
Specification of axisymmetric type.
Wall-attached rocket 타입은 Axisymmetric 타입과 달리 로켓이 엔진 위쪽 벽면에 배치된다. 주요 설계 변수(로켓 노즐 목 면적, 로켓 노즐 출구 면적, 연소기 유로 단면적, 연소기 길이)를 Axisymmetric 타입과 맞춰 설계한 결과 Fig. 4와 같은 형상을 얻을 수 있었으며, 주요 형상 수치는 Table 2에 나타냈다. Strutjet 타입은 4개의 Strut 후면에 배치된 로켓 노즐과 5개로 나뉜 공기 유로 면적의 합이 연소기의 단면적이 되도록 설계하였다. 이때, Strut과 공기 유로를 구분하는 벽면의 두께로 인해, Strutjet 타입의 연소기 단면적은 다른 타입에 비해 약간 더 넓게 설정되었다. 모델의 형상은 Fig. 5에 나타난 바와 같고, 주요 형상 수치는 Table 3에 정리하였다. Strutjet 타입의 경우, 측면(Side view)에서 보면 공기 유로와 Strut이 겹쳐 보이기 때문에, Strut 내부의 로켓 노즐의 유로를 별도의 그림을 추가하여 나타내었다. 또한, 상부(Top view)에서 회색으로 보이는 영역은 유로가 아닌 Strut의 외벽을 의미하며, 그 내부에 로켓의 유로가 위치하고 있다.
Table 2.
Specification of wall-attached rocket type.
Table 3.
Specification of strutjet type.
Fig. 6에는 각 타입의 연소기 단면 형상을 나타냈다. 이때, 공기 유로는 회색 면, 로켓 유로는 붉은 면으로 표시하였고, 로켓 유동과 공기가 만나는 영역을 진한 빨간색으로 별도로 표시하였다. 계산의 효율성을 고려하여 Axisymmetric 타입과 Wall-attached rocket 타입은 2차원, Strutjet 타입은 공기 유로 사이로 분사되는 로켓 유동 계산을 위해 3차원으로 전산해석을 수행하였다. 각 타입의 격자수는 Axisymmetric 타입이 73,800개, Wall-attached rocket 타입이 73,400개, Strutjet 타입이 1,468,000개로 설정되었다. 격자 계는 초음속 유동 해석에서 신뢰성이 높은 정렬 격자 계로 설정하였으며, 특히 벽면에는 경계층(boundary layer)을 고려해 격자를 조밀하게 배치하였다. RBCC 엔진의 특성상 로켓 유동과 공기 유동이 혼합되는 부분에서 급격한 유동 변화가 발생할 수 있기 때문에 두 유동의 혼합 면에도 격자를 조밀하게 배치하였으며, Fig. 7에 격자 계를 나타내었다.
2.2 격자 민감도 분석
격자 민감도 분석을 위해 Medium 격자 계를 기준으로 격자수를 변화시켰다. Medium 격자 계의 격자수는 73,800개로, Coarse 격자 계와 Fine 격자 계의 격자수는 각각 44,000개와 147,000개이다. Fig. 8은 각 격자 계에 따른 연소기 상단 벽면의 압력 분포를 보여준다. Fine 격자 계의 경우, Medium 격자 계와 마찬가지로 연소기 전 영역에서 유사한 압력 분포를 나타내었으나, Coarse 격자 계는 연소기 후단으로 갈수록 압력이 낮아져 Medium 및 Fine 격자 계와 차이를 보였다. 최종적으로 계산 효율성과 비용 절감을 고려하여 Medium 격자 계를 사용하여 전산해석을 수행하였다.
2.3 수치 기법 및 경계 조건
본 연구에서는 타입별 연소 특성 분석을 위해 상용 소프트웨어인 ANSYS FLUENT를 활용하여 전산해석을 수행하였다. 해석 과정에서 RANS(Reynolds Averaged Navier-Stokes) 방정식을 밀도 기반 해석자(Density Based Solver)를 통해 풀었으며, 유동의 입구 조건은 시간에 따라 변하지 않는다는 가정을 적용하였다. 또한, 미세한 유동 변동보다는 전체적인 유동 구조와 연소 특성 분석에 중점을 두어 정상 상태 해석을 진행하였다. 난류 특성 분석을 위해 shear-stress transport(SST) 모델을 사용하였으며, SST 모델은 혼합 층 예측에 우수한 성능을 보이는 것으로 알려져 있다. Flux scheme은 Roe-FDS scheme을 적용하였다. 이 numerical scheme들은 Kang 등의 선행연구에서 실험과의 비교를 통해 타당성이 검증된 바 있다[20].
경계 조건은 Table 4에 정리하였다. 우선, 이젝터 로켓 모드에서의 비행을 가정하였으며, 램제트 모드 운용 이전의 저고도 비행을 모사하기 위해 상용 항공기의 순항 고도인 10 km를 비행 고도로 설정하였다. 또한 작동 동압을 너무 높게 설정할 경우 외부 구조물에 손상이 발생할 수 있기 때문에 이를 방지하기 위해 작동 동압을 50kPa로 설정하였다. 이러한 비행 고도와 동압 조건에서 비행 마하수는 1.64로 계산되었으며, 초음속 자유류가 수직충격파에 의해 아음속으로 전환되어 격리부로 유입된다고 가정하여, 격리부에서 마하수는 0.66으로 감소한다. 로켓의 추진제는 메탄과 산소를 적용하였으며, CEA 코드 결과를 바탕으로 Φ=1.2의 과농한 methane-O2의 완전 반응 조성을 노즐 목(throat)에 적용하였다. 당량비가 과농하게 설정되어 있어, 로켓의 입구 조건으로 methane과 O2가 연소한 후 남은 CH4, CO2, H2O 중 CH4가 유입되는 공기와 반응하여 추가적인 연소를 일으킨다. 화학 반응 모델로는 전산해석의 비용과 시간을 줄이기 위하여 methane-air one step reaction으로 가정하여 해석을 수행하였다. 또한 난류-화학 상호작용(Turbulence–Chemistry interactions)은 에디 소산 모델(Eddy-dissipation model)을 적용하였다.
Table 4.
Boundary conditions.
Boundary condition |
Total Pressure [kPa] |
Static Pressure [kPa] |
Total Temperature [K] |
Air inlet | 105 | 78 | 316 |
Rocket* inlet | 5,000 | 2,895 | 3,400 |
Wall | No-slip, Adiabatic |
로켓 챔버 압력()은 유입되는 공기의 정압력과 로켓 노즐을 통해 팽창한 정압력이 유사하도록 5 MPa을 기준으로 설정하였으며, 다양한 조건에서 엔진 성능을 평가하기 위해 각각 3 MPa, 5 MPa, 7 MPa의 세 가지 압력 조건으로 설정하였다. 연소기 길이()는 덕트 내에 Pseudo shock의 길이직경비를 고려하여 충분한 혼합이 이루어지는지 확인하기 위해 길이직경비가 7에 해당하는 1,400 mm를 기준으로 설정하고, 각각 1,000 mm, 1,400 mm, 1,800 mm의 세 가지 길이로 변화시켜 설정하였다. 이렇게 설정된 총 5가지 Case를 정리하여 Table 5에 나타내었다. 이때, 연소기 길이()는 Fig. 3, 4, 5에 나타낸 바와 같이, 두 유동이 혼합되기 시작하는 부분부터 엔진 노즐 전까지의 길이를 의미한다.
3. 전산해석 결과
3.1 타입별 연소 특성 분석
앞서 소개한 3가지 엔진 타입에 대해 Table 5의 5가지 Case의 조건을 적용하여 전산해석을 수행하였다. Fig. 9에는 Axisymmetric 타입 연소기 내부 마하수 분포를 나타냈다. Fig. 9(a)에 나타낸 Baseline( = 5 MPa, = 1,400 mm) 결과를 보면, 로켓 노즐 근처에서는 로켓에서 배출된 고속 유동과 격리부를 통해 유입되는 저속 유동이 확연히 구분되지만, 하류로 갈수록 두 유동이 혼합되며 배출되는 것을 확인할 수 있다. 또한, 로켓노즐 출구에서 발생하는 충격파의 반사영향으로 로켓 유동 중심부의 유속이 감, 가속을 반복하고 있는 것을 알 수 있다. Fig. 9(b)의 Case 은 Baseline보다 로켓 챔버 압력을 낮춰 3 MPa로 설정한 결과이다. 그림을 살펴보면, 로켓 노즐 출구의 압력이 유입되는 공기의 압력보다 현저히 낮아, 노즐 출구 벽면에서 유동 박리(Separation)가 발생하는 것을 볼 수 있다. 또한 로켓의 분사압이 낮기 때문에 로켓 노즐 출구 하류에서 발생하는 충격파 반사에 따른 유속의 감, 가속 현상도 완화된 것을 알 수 있다. Fig. 9(c)에는 Baseline보다 로켓 챔버 압력을 높여 7 MPa로 설정한 Case 의 결과를 나타냈다. 이 경우에는, 정상(Steady)상태에서 수렴된 결과를 보이지 못했기 때문에, 비정상(Unsteady) 조건으로 변경하여 해석한 결과를 나타냈다. 그림을 보면, 로켓 유동이 높은 압력으로 배출되므로, 공기 유로 영역에 깊이 침범하게 되고, 이로 인해 전단층(Shear layer)에서 와류가 형성되며 혼합되는 것을 확인할 수 있다. 이러한 현상은 로켓 유동과 공기 유동의 혼합을 증진시키는 데에는 도움을 줄 수 있으나, 불안정성을 유발할 수 있는 요인이 될 수 있을 것으로 판단된다. Fig. 9(d)의 Case 은 Baseline보다 연소기 길이를 줄여 1,000 mm로 설정한 결과이다. 그림을 보면, 짧은 연소기가 로켓 하류에서 시작된 충격파 구조를 모두 수용하지 못해 충격파의 반사로 인한 감, 가속 영역이 엔진 노즐 출구까지 이어지는 것을 알 수 있다. Baseline보다 연소기 길이를 늘여 1,800 mm로 설정한 Fig. 9(e)의 Case 에서는 충격파 구조가 연소기 내에 잘 수용되고 있음을 알 수 있다. 또한 연소기 길이가 길어지면서 로켓 유동과 공기 유동의 혼합거리가 충분히 확보되어 연소기 출구(엔진 노즐 입구)에서 유동의 균일도가 Baseline보다 더 좋아진 것을 알 수 있다.
Fig. 10에는 Wall-attached rocket 타입의 5가지 Case에 대한 마하수 분포를 나타냈다. Fig. 10(a)에 나타낸 Baseline 결과를 보면, 고속의 로켓 유동이 위쪽 벽면을 따라 흘러가며, 저속으로 유입되는 공기와 혼합되는 것을 볼 수 있다. 또한, 로켓 유동과 벽면 간의 상호작용으로 인해, 로켓 하류의 충격파 구조 및 유속 분포가 비대칭적으로 발달하고 있는 것을 알 수 있다. 이 경우, 위쪽 벽면의 열손상 문제가 대두될 수 있을 것으로 보인다. Fig. 10(b)의 Case 은 Baseline보다 로켓 챔버 압력을 낮춰 3 MPa로 설정한 결과이다. 그림을 살펴보면 로켓 노즐 출구의 압력이 유입되는 공기의 압력보다 낮기 때문에, 노즐 출구 벽면에서 미세하게 유동 박리가 발생하는 것을 볼 수 있다. 또한 로켓의 분사압이 낮기 때문에, Baseline과 달리, 충격파 반사에 따른 유동의 감, 가속 경향이 다소 완화된 것을 알 수 있다. Fig. 10(c)의 Case 는 로켓 챔버 압력을 7 MPa로 높인 결과이다. 이 경우에는 로켓 유동의 운동량이 강해, 고속의 로켓 유동과 저속의 공기 유동 층이 확연히 분리된 채 하류로 흐르다가 일정 거리 이후에 점차 혼합되고 있는 것을 알 수 있다. 일반적으로, 로켓 챔버 압력이 낮은 경우, 공기 유동이 로켓 유동 쪽으로 침범(박리 유발)하고, 로켓 챔버 압력이 높은 경우, 로켓 유동이 공기 유동영역을 침범(전단층 와류 유발)하지만, 로켓챔버 압력이 그 중간값을 갖는 경우, 현재와 같이 로켓 유동과 공기 유동의 분리상태가 일정 거리까지 유지될 수 있는 것으로 추정할 수 있다. Fig. 10(d)의 Case 은 Baseline보다 연소기 길이를 줄여 1,000 mm로 설정한 결과이다. 그림을 보면, 연소기 길이가 짧아 충분한 혼합거리가 제공되지 않았기 때문에, 엔진 노즐의 출구 영역에서조차 상단은 고속으로 하단은 저속으로 유지되고 있음을 알 수 있다. 반면, 1,800 mm로 연소기 길이를 늘린 Fig. 10(e)의 Case 결과를 보면, 로켓 유동과 공기 유동 간의 혼합 거리가 충분하므로, 엔진 노즐 출구에서도 유속이 비교적 균일한 것을 알 수 있다.
Fig. 11에는 Strutjet 타입의 5가지 Case에 대한 마하수 분포를 나타냈다. 앞서 설명한 바 있듯이, Strutject 타입은 유동 간 혼합이 3차원적으로 일어나므로, 3차원 전산해석을 수행했으며, 해석결과 중 로켓 중심을 가로지르는 x-z 평면의 결과를 발췌하여 Fig. 11에 나타냈다. Fig. 11(a)에 나타낸 Baseline 결과를 보면, 고속의 로켓 유동이 로켓노즐 출구를 빠져나오는 즉시 급격히 감속되고 있는 것을 확인할 수 있다. 이는 고속의 로켓 유동이 옆에서 저속으로 흐르는 공기 유동과 급격히 혼합되어 나타나는 현상이다. Fig. 11(b)의 Case 은 Baseline보다 로켓 챔버 압력을 낮춰 3 MPa로 설정한 결과이다. 앞의 두 타입과 유사하게 노즐 출구 벽면에서 유동 박리가 발생하는 것을 확인할 수 있다. Fig. 11(c)에는 Baseline보다 로켓 챔버 압력을 7 MPa로 높인 Case 의 결과를 나타냈다. 이 경우에는, 로켓 유동의 운동량이 강해 로켓 출구 유속이 일정거리까지는 고속으로 유지되다가 감속하는 것을 알 수 있다. Fig. 11(d)의 Case 은 Baseline보다 연소기 길이를 줄여 1,000 mm로 설정한 결과이다. 길이가 짧아졌음에도 불구하고, 로켓노즐 하류 유동이 Baseline과 유사하게 나타나고 있으며, 엔진 노즐 출구 영역에서의 유속 또한 균일하게 나타나고 있어, 로켓 유동과 공기의 혼합이 상류에서부터 원활하게 이루어졌음을 알 수 있다. 1,800 mm로 연소기 길이를 늘인 Fig. 11(e)의 Case 결과를 보아도, 로켓노즐 하류의 유동패턴이 Baseline 및 Case 의 결과와 매우 유사하고, 엔진 노즐 출구에서의 유속 또한 균일한 것을 확인할 수 있다. 이는, Strutjet 타입이 앞선 Axisymmetric 타입이나 Wall-attached rocket 타입보다 로켓 유동과 공기 유동 간의 혼합이 더 원활하게 이루어지고 있기 때문에, 길이에 대한 영향이 높지 않은 것으로 볼 수 있다. 결과적으로 Strutjet타입을 적용한다면, 길이가 짧고, 가벼운 엔진을 만들 수 있을 것으로 예상할 수 있다.
3.2 타입별 연소 특성 비교
타입에 따른 엔진의 성능을 보다 정량적으로 분석하기 위해, 연소실 축 방향 거리에 따른 연소 효율 변화를 추가적으로 분석하였다. Fig. 12는 로켓 챔버 압력에 따른 연소 효율 변화를 나타냈다. Baseline(5 MPa, 파란색 기호)을 기준으로 연소 효율을 비교했을 때, Strutjet 타입이 가장 높은 연소 효율을 보이고 있으며, 다음 Wall-attached rocket 타입, Axisymmetric 타입 순으로 연소 효율이 낮아지는 것을 알 수 있다. 이러한 현상이 나타나는 이유는 로켓 유동과 공기 유동이 만나는 접촉 면적의 차이로 설명할 수 있다. Fig. 6에서 진한 빨간색으로 표시된 로켓 유동과 공기 유동의 접촉면을 살펴보면, Axisymmetric 타입의 유동 접촉면 길이는 251.3 mm, Wall-attached rocket 타입은 292.3 mm, Strutjet 타입은 878.0 mm로 Strutjet 타입의 유동접촉면 길이가 월등하게 길고, 그 다음으로 근소한 차이지만 Wall-attached rocket, Axisymmetric 타입 순으로 짧아지고 있어, 연소 효율 변화 경향과 정확히 일치하고 있다. 그림에서 Case (5 MPa, 빨간색 기호)의 경우도 이와 동일한 순서로 연소 효율이 나타나고 있다. 그러나, Case (7 MPa, 초록색 기호)의 경우에는, Axisymmetric 타입이 Wall-attached rocket 타입보다 연소 효율이 더 높게 나타나고 있다. 이는 앞서 3.1절에서 서술한 것처럼 Axisymmetric 타입의 경우, 로켓 유동과 공기 유동의 전단층에서 발생한 와류로 인해 두 유동 간의 혼합이 잘 일어났기 때문이라고 볼 수 있다. 또한, 그림 상에서 Axisymmetric 타입의 연소 효율이 강한 섭동을 보이는 것도 동일하게 설명할 수 있다. 전단층 와류가 발생하는 Axisymmetric 타입의 Case 를 제외하면, 동일한 엔진 타입 내에서는 로켓 챔버 압력이 낮아질수록 분사되는 미연연료량이 적어 조기에 소진되므로, 연소 효율은 더 좋아지는 경향을 보였다.
연소기 내에서의 실질적 전온도(에너지) 상승은 엔진의 추력과 직결되는 중요한 성능지수이다. 이를 확인하기 위해, 로켓 챔버 압력에 따른 연소실 내 전온도 변화를 Fig. 13에 나타냈다. 그림을 살펴보면, 로켓 챔버 압력이 동일한 경우에는, 엔진 타입에 관계없이 연소기 출구 근처의 전온도가 유사하게 분포하는 것을 알 수 있다. 즉, 로켓 챔버 압력에 따라 분사되는 미연연료량이 결정되고 이 연료가 거의 다 소진되는 연소기 후단에서는 동일한 수준의 전온도에 도달하고 있는 것이다. 그러나, 전온도 상승의 기울기는 엔진의 타입에 따라 다르게 나타나고 있는데, 앞선 연소 효율의 경우와 마찬가지로, Strutjet 타입이 가장 높은 상승률을 보이고 있으며, 다음 Wall-attached rocket 타입, Axisymmetric 타입 순으로 낮아지는 것을 알 수 있다. 특히 Strutjet 타입은 로켓 챔버 압력이 낮은 경우에도 높은 전온도 상승률을 보이고 있어, 가장 좋은 성능을 가질 것으로 기대된다.
Fig. 14는 연소기 길이에 따른 연소 효율 변화를 나타냈다. 그림을 살펴보면 사각형 기호로 표시된 Strutjet 타입의 연소 효율이 매우 짧은 거리에서 급격히 상승하는 것으로 나타나, 연소기 길이를 대폭 줄일 수 있을 것으로 예측되고 있다. base 길이(1400 mm, 파란 선)의 경우에는 Wall-attached rocket 타입이 Axisymmtric 타입 보다 근소하게 높은 연소 효율을 보이고 있어, 앞선 결과들과 일치하고 있음을 알 수 있다. 또한, 연소기 길이가 짧은 경우(1000 mm, 빨간 선)에는 연소기 출구에서의 연소 효율이 100%에 도달하지 못하고 있어, 연소기 길이를 늘이거나, 혼합성능을 증대시키는 설계 개선이 필요할 것으로 보인다. 반면 연소기 길이가 긴 경우(1800 mm, 녹색 선)는 연소실 중간에 이미 연소 효율 100%를 달성하고 있어 연소기 길이를 줄일 수 있는 여유가 있음을 알 수 있다. Fig. 15에는 연소기 길이에 따른 연소실 내 전온도 변화를 나타냈다. 그림을 살펴보면, 앞선 결과들과 동일하게, Strutjet 타입이 가장 높은 온도상승률을 보이고 있는 것을 알 수 있다. base 길이(1400 mm, 파란 선)의 경우에는 Wall- attached rocket 타입이 Axisymmetric 타입보다 근소하게 높은 온도를 보이고 있으며, 연소기 길이가 짧은 경우(1000 mm, 빨간 선)에는 전온도가 최고온도에 도달하기 전에 연소기가 종료되는 것을 확인할 수 있다. 이는 Fig. 14의 결과와 거의 일치하는 결과라고 할 수 있는데, Fig. 12, 13의 경우와 달리 Fig. 14, 15에서는 로켓 챔버 압력을 고정해, 분사되는 미연 연료량이 동일하기 때문이다.
RBCC 엔진은 로켓 유동과 공기 유동 간의 혼합 과정에서 압력 손실이 발생할 수 있다. 타입별 전압력 손실을 확인하기 위해 로켓 챔버 압력이 5 MPa이고 연소기 길이가 1,400 mm인 Baseline case에 대해 연소실 축 방향에 따른 압력 변화를 Fig. 16에 나타내었다. 그림을 살펴보면, Strutjet 타입은 초기에 혼합이 잘 이뤄졌기 때문에 그 효과로 전압력이 빠르게 떨어지는 것을 볼 수 있다. 그러나 혼합이 진행됨에 따라 하류에서는 Axisymmetric 타입과 Wall-attached rocket 타입에서도 결국 혼합이 완료되며, 유사한 수준의 전압력 손실을 보인다. 연소 특성을 고려했을 때, Strutjet 타입은 초기에 빠르게 혼합이 이루어져 연소가 미리 발생함으로써 전반적으로 안정적인 연소가 이루어질 것으로 판단된다. 또한, 타입별 전압력 손실을 비교한 결과 출구에서는 세 타입 모두 유사한 전압력 손실 값을 보이고 있어, Strutjet 타입이 가장 높은 효율을 보일 것으로 예상된다.
4. 결 론
RBCC 엔진의 이젝터 로켓 모드에서 로켓 챔버 압력과 연소기 길이 변화에 따른 3가지 타입별 연소 특성을 전산해석을 통해 분석하였다.
각 타입에 대한 5가지 Case의 내부 유동 현상을 분석한 결과, Baseline보다 낮은 로켓 챔버 압력을 설정한 Case 에서는, 모든 타입의 로켓 노즐 출구에서 유동 박리가 발생하는 것을 볼 수 있었다. Baseline보다 높은 로켓 챔버 압력을 설정한 Case 에서는 Axisymmetric 타입에서만 로켓 유동과 공기 유동의 전단층에서 와류가 발생하였다. Baseline보다 연소기 길이를 줄인 Case 의 결과에서, Axisymmetric 타입과 Wall-attached rocket 타입은 충격파 구조를 연소기 내에 다 담지 못하여 엔진의 노즐로 유동의 속도가 불균일하게 흘러가는 문제점이 있었다.
각 타입에 대한 5가지 Case의 연소 효율과 연소기 내 전온도를 비교해본 결과, Strutjet 타입이 가장 높은 연소 효율을 보였다. 이는 Strutjet 타입에서 로켓 유동과 공기 유동이 혼합되는 면적이 가장 넓기 때문이다. Axisymmetric 타입의 Case 에서 와류 발생으로 인해 연소 효율이 증가했지만, 이는 불안정성을 유발시킬 수 있어 엔진에 긍정적인 영향만 있다고 할 수 없다[21]. 연소기 길이 변화에 따른 결과에서는 충분한 연소기 길이가 확보되지 못한 Axisymmetric 타입과 Wall-attached rocket 타입은 낮은 연소 효율을 보였으며, 충분한 길이를 확보한 이후에는 연소기 길이를 확장하더라도 연소 효율의 이득은 없었다. 따라서 비행체의 불필요한 무게 증가를 막기 위해 충분한 연소 효율을 충족시키면서도 가장 짧은 연소기 길이를 설정하는 것이 중요하다.
본 연구에서는 과농한 로켓 유동 조건을 설정하고, 유입되는 공기 유동과 혼합되어 동시에 연소가 되는 SMC 모드의 연소 방식을 선택하였다. 향후 연구에서는 연소기 후단에서 2차 연료를 분사한 뒤 연소가 이뤄지는 DAB 모드를 사용하면 더 높은 연소 효율을 얻을 수 있을 것으로 예상된다.