Nomenclature
AIP : Aerodynamic Interface Plane
PR : Total Pressure Recovery
DC60 : Distortion Coefficient 60deg sector
1. 서 론
최근 다양한 임무를 수행하는 저피탐 항공기들은 엔진 전방의 블레이드에서 반사되는 레이더 피탐지 면적(Radar Cross Section, RCS)을 감소시키기 위해서 S형태의 흡입구를 적용한다. S형태로 구부러진 곡률을 가지면 그 곡률에 따라 관 내부에서 유동 박리가 발생하고, 이는 불균일한 속도분포를 형성하여 이에 따라 엔진 입구면(AIP)에서 불균일한 압력분포를 형성한다[1]. 이로 인하여 엔진 성능저하가 발생하며, 불균일한 유동에 의해 진동을 유발하여 수명이 단축되고, 심한 경우 팬이 손상되기도 한다. 따라서 항공기 흡입구는 비행중에 엔진에 안정적으로 유량이 공급 가능하도록 설계되어야 한다.
S형 흡입구의 성능은 항공기 운용조건, 덕트의 단면, 곡률 등에 따라 결정되는데 이에 따른 유동 특성 또한 쉽게 예측하기 어려워 해석적 혹은 실험적 방법으로 지속적인 연구가 수행되어 왔다. Steven R. Wellborn과 Bruce A. Reichert, et al.[2]은 S-Duct를 대상으로 실험을 통해 흡입구 내 곡률이 높은 단면에서 유동 박리가 발생하고 이에 따라 전압력 손실을 유발하는 것을 확인하였다. Stanley R. Mohler, Jr[3]은 M2129 모델을 바탕으로 전산해석 격자계에 따른 성능 및 내부유동 변화에 대한 영향성을 확인하였으며, 이지형 등[4]은 RAE M2129 덕트의 입구 형상에 따른 유동 패턴 변화를 확인하고, 반원형 형태의 입구형상이 가장 뛰어난 성능을 보임을 확인하였다.
흡입구 내부에서 발생하는 이차 유동 저감 연구도 수행되고 있다. Bernhard H. Anderson[5]은 S형 흡입구 M2129에 와류발생기를 부착하여 와류발생기의 설계변수에 따른 영향성을 확인한 결과 VG160이 가장 우수함을 보였다. 이준석 등[6]은 RAE M2129 기존 연구를 바탕으로 Vane 최적화 설계를 통해 유동왜곡을 개선하였다. 또한 B. G. Allan 등[7]은 Flush 형태의 흡입구에 BLI(Boundary Layer Ingesting) 설계를 적용하여 여러 형상의 Vane, Jet에 대한 유동장 변화 및 성능에 미치는 영향을 확인하였다.
본 논문에서는 현재 개발 중인 저피탐 무인편대기 외형 설계 단계에서 도출된 흡입구 예비 설계결과를 바탕으로, 곡률 및 단면 형상에 따른 내부 유동장 및 흡입구 성능을 전산해석을 통해 분석하고, 유동 왜곡 개선 방안으로 능동유동제어기법(active flow control)인 Jet Injection을 적용하여 성능변화 분석을 수행하고자 한다.
2. 본 론
2.1 전산해석 기법 검증
2.1.1 검증 형상
본 연구에 사용할 전산해석 기법을 검증하기 위해 AGARD(Advisory Group for Aerospace Research and Development)에서 흡입구 내 유동 분석을 위해 사용한 RAE M2129 형상을 선정하였다. 흡입구 형상은 Fig. 1과 같으며, 자세한 제원은 Table 1 및 식(1), 식(2)에 나타내었다.
여기서 X는 길이 방향의 위치, Z는 X위치에서의 높이이며, 식(2)와 같이 X와 덕트 길이(L)에 의해 X에 위치한 원의 직경이 결정된다.
Table 1.
Duct geometry information.
| Parameter | Value(m) | Description |
| 0.1288 | Throat diameter | |
| 0.1524 | Engine diameter | |
| 0.4572 | Duct length | |
| 0.4839 | Aip position |
2.1.2 격자 구성 및 해석 조건
해석용 격자는 Fig. 2와 같이 다면체 격자계로 구성하였다. 자유류 경계는 유동 흐름의 간섭이 없도록 덕트 직경의 약 20배의 반구형으로 설정하였고, 출구는 덕트 직경의 2배 연장하였다. 경계층의 점성을 고려하여 벽면에서부터 30층의 격자를 생성하였으며, 벽면 근처 격자는 y+가 1 이하가 되도록 첫 번째 레이어의 크기를 지정하였다. 총 격자는 약 400만개를 사용하였다.
해석은 3차원, Reynolds-Averaged Navier-Stokes (RANS) 방정식을 사용하였다.
정상상태, 난류모델은 k-ω SST을 적용하였으며, 유동해석은 ANSYS Fluent을 이용하였다. iteration은 출구 유량과 AIP의 유량의 차이가 0.1% 이내가 될 때 수렴한 것으로 판단하였다. 상세 해석조건은 Table 2와 같다.
Table 2.
Test case 3.2 LMFR condition.
| Total pressure(inHg) | 29.865 |
| Total temperature(K) | 293 |
| Flight mach number | 0.21 |
| Throat mach number | 0.412 |
| Angle of attack(°) | 0 |
| Incidence angle(°) | 0 |
2.1.3 성능 계수
흡입구의 성능 평가는 통상적으로 사용되는 전압력회복률(PR)과 AIP에서의 전압력을 60° 간격으로 산출하여 유동의 왜곡 지수를 평가하는 DC60을 사용하였다. 전압력손실은 일반적으로 추력의 감소를 야기하고, 유동왜곡지수는 운용 안정성에 영향을 미친다. 각 정의는 아래 식과 같다.
여기서, Pt,∞는 자유류의 평균 전압력, Pt,AIP는 AIP에서의 평균 전압력을 의미한다. Pt,60deg는 AIP에서 60° 구간의 평균 전압력을 나타내며, qAIP는 AIP에서의 동압이다.
해석 간에 AIP에서 전압력을 측정하기 위해 Fig. 3과 같이 가상의 프로브를 배치하였다. 원주방향으로 5° 간격으로 분할하였고, 지름 방향으로는 동일한 면적비로 배분하여 10개를 배치하여, 총 720개를 분석에 사용하였다.
2.1.4 검증 해석 결과
Fig. 4는 Port Side, Starboard Side에 대해 정압력 분포를 길이방향에 따라 산출한 것이다. 실험과 해석 비교 결과, 길이 방향에 대해 압력 패턴은 실험값과 유사함을 확인하였으며, 특히 Starboard X/DEF 0.5~1.5 사이의 굴곡진 영역에서의 유동박리로 인한 압력 변화를 잘 예측하였다. 해석결과 AIP에서의 PR, DC60은 각각 0.9844, 0.234으로 예측되었고, 실험값인 0.9897, 0.226와 비교해서 4.0% 미만임을 확인하였다. 이를 통해 해석에 사용된 격자 및 해석 기법에 대한 신뢰성을 확보하였고, 본 격자 구성과 해석 기법을 본 연구에 동일하게 적용하였다.
2.2 설계변수에 대한 성능 변화
2.2.1 흡입구 후보 형상
본 논문에 사용된 S 덕트는 현재 개발중인 저피탐 무인편대기 외형설계 시 도출한 흡입구 기본설계 형상이다. 동체 전방 형상, 내부 탑재장비베이, 연료탱크 베이 등을 고려하여 항공기 외형 설계 초기에 엔진 및 흡입구 FS(Fuselage Station), WL(Water Line)을 결정하였으며, 본 연구에서는 이러한 제한된 영역 내에서 후보 형상을 구현하였다. 엔진 및 흡입구 위치, 흡입구의 입구, 출구 형상은 고정되어 있으며, 곡률 변곡점의 위치 및 변곡점에서의 단면 가로세로비(Aspect Ratio, AR)를 설계변수로 선정하여 이에 대한 영향성을 확인하고자 하였다. 특히 변곡점의 WL 위치는 저피탐 특성을 고려하여 전방에서 엔진면이 노출되지 않도록 위치시켰으며, 가로세로비는 좌우 착륙장치 베이에 간섭이 없도록 위치를 제한하는 등 설계변수를 바탕으로 후보 형상을 Table 3과 같이 도출하였다.
Table 3.
Case geometry information.
| Configuration | Xturn | Aspect ratio |
| Baseline | 2.0 D | 2.0 |
| Case 1 | 1.7 D | 2.0 |
| Case 2 | 2.3 D | 2.0 |
| Case 3 | 2.0 D | 1.5 |
| Case 4 | 2.0 D | 2.5 |
설정한 설계변수는 Fig. 5에 나타내었다. 여기서 Xturn는 흡입구 전방에서부터의 변곡점 위치이며, L은 흡입구 길이, D는 엔진 입구 직경을 의미한다. 도출된 형상은 모두 엔진면 바로 전방에 1D 직선구간을 가진다. Case 1, 2는 곡률 변곡점 위치에 따른 영향성을 확인하기 위한 것이며, Case 3, 4 형상은 곡률 변곡점에서의 AR에 따른 영향성을 확인하기 위함이다. 전체 해석 형상은 Fig. 6과 같다. 흡입구의 입출구 면적비는 약 87% 이며, 검증형상과 동일하게 흡입구, 엔진 Cone을 해석에 반영하였다.
2.2.2 해석 조건
전산해석에 사용된 격자 및 해석 기법은 2.1.2절에서 설정한 기법과 동일하다. 전체 형상에 대해 다각형 형상 격자를 사용하였으며, 내부 유동장을 세밀히 관찰하기 위해서 내부는 더욱 조밀한 격자를 부여하였다.
격자 의존성 확인을 위해 Baseline 형상을 기반으로 순항조건에 해당하는 경계조건을 적용하여 해석을 수행하였으며, 해석결과 격자수에 따른 영향성이 미미하다고 판단되어 약 7.5백만 개의 격자를 사용하였다. 해석 조건은 항공기의 주요 비행 영역인 고도 20,000 ft 대기조건을 사용하였으며, 흡입구 출구의 압력을 조정하여 목마하수에 따른 성능 변화를 확인하고자 하였다. 고도, 압력, 온도 등 해석조건은 Table 4와 같다. 받음각(AOA)과 옆미끄럼각(AOS)은 모두 0° 조건으로 해석을 수행하였다.
Table 4.
Analysis conditions.
| Flight condition | Cruise |
| Altitude[ft] | 20,000 |
| Flight mach number | 0.6 |
| Temperature[K] | 248.53 |
| Density[kg/m3] | 0.6527 |
| Dynamic viscosity[Pa-s] | 1.5915 × 10-5 |
| Operating pressure[Pa] | 46,563 |
2.2.3 해석결과
Fig. 7은 모든 형상에 대한 성능분석 결과를 나타낸 것이다. 전반적으로 목마하수가 증가할수록 전압력회복률이 낮아지고, 유동왜곡지수는 상승하였다. 전체적으로 전압력회복률은 96% 이상을 보였고, 유동왜곡지수는 모두 0.25 이상으로 비교적 높게 예측되었다. 설계점인 목마하수 0.6 부근에서는 Case 2가 가장 우수한 성능을 보였으며, Baseline 대비 PR은 0.17%, DC60은 20.3% 향상되었다. Fig. 8은 목마하수 0.6 근방의 흡입구의 단면의 전압력분포와 중앙 단면의 마하수 분포이다. Baseline의 X/L=0.35 지점 하부에서는 박리에 의한 정체구간이 발생하였고, 곡률 변곡점 이후부터는 하부 박리가 관찰되지 않았다. 이는 유동이 직선구간을 지나면서 하부 벽에 재부착(reattachment)된 결과라고 예상된다. 곡률점 이후 상부에서도 전압력 손실 구간이 원주방향으로 형성되었고, 후방으로 이동할수록 그 영역이 증가하였으며, 이 분포가 AIP까지 영향을 미쳐 전체적인 성능 저하로 이어졌다고 판단된다.
Case 1, 2 결과를 살펴보면, 곡률 변곡점이 후방에 위치한 Case 2의 경우 전방 곡률이 완화되면서 전방 유동박리에 의한 정체영역 및 손실 영역이 상대적으로 약하게 관찰되었다. 반면 곡률 변곡점 이후에는 Case 2의 상단에서 강한 정체영역이 형성되었으나, Case 1 보다 좁게 관찰되었다. 또한 Case 3, 4의 경우를 보면 단면의 가로세로비가 큰 Case 4의 AIP의 전압력 손실 크기가 상대적으로 작게 관찰되었으며, 모든 형상의 AIP 330~30도 영역에서 전압력이 가장 낮게 예측되었다.
Fig. 9는 Baseline 벽근처 유선분포와 단면의 속도벡터 및 와도분포를 나타낸 것이다. 전방곡률에 의해 유동이 박리되면서 역압력구배가 발생하며, 이 때문에 유동이 B와 같이 바깥쪽으로 흐른다. B의 유동은 상부 유동박리에 의한 압력 상승 구간 후방으로 C처럼 이동하는데, 그 결과 안쪽으로 회전하는 한쌍의 와류가 생성되어 AIP에 영향을 미치게 된다고 판단된다. 모든 해석결과가 와류의 강도의 차이는 있지만 유사한 유동 패턴이 관찰되었다.
2.3 이차 유동 저감 연구
후보 형상 중 가장 우수한 성능으로 예측된 Case 2 형상을 바탕으로 흡입구 내 Jet injection을 적용하여 내부 유동을 안정화하고자 하였다. 흡입구 내 와류발생기(vortex generator)나 Jet flow를 통해 유동흐름을 개선시킬 수 있다고 알려져 있으나, 저피탐 성능을 고려하면 흡입구 표면에 노출되어 있는 Vane은 전파 유입시 다중반사가 발생하여 RCS 증가 요인이 될 수 있다. 본 연구에서는 무인편대기에 적용된 터보제트엔진 압축기의 Bleed air를 사용할 목적으로 Jet injection을 우선 고려하였다.
2.3.1 Jet injection
흡입구 상부에서 관찰되는 이차 유동 저감을 위해 Case 2 형상의 상부에 분사되는 Jet을 Fig. 10과 같이 반영하였다. Jet은 B. G. Allan 등[7]의 연구를 참고하여 직경 0.06 inch, 상부곡률의 수직 및 분사각 30〬 로 설계하였으며, Jet 사이 간격은 30 mm로 총 10개씩 좌우 대칭으로 총 20개를 흡입구 상부에 적용하였다. Jet 설치 위치는 AIP 직경의 3, 3.5, 3.9배 길이를 전방에서부터 적용하였으며, 분사되는 유량은 출구 질량유량의 1.5%로 동일하게 적용하였다.
Fig. 11은 Jet을 적용한 흡입구의 성능을 나타낸다. 모든 경우 AIP의 전압력이 소폭 감소하였으며, 목마하수가 증가할수록 그 차이는 증가하였다. 반면 유동왜곡지수는 전체적으로 감소하였으며, Xjet=3.0D 형상의 결과가 가장 안정적으로 예측되었다. Fig. 12의 전압력회복률과 마하수 분포를 보면 Jet 위치가 곡률점에 근접할수록 정체구간이 감소하였다. 후방에서 Jet을 분사하는 경우 또한 유동이 에너지를 공급받아, 정체구간 해소가 관찰되나 전방 Jet의 경우보다는 유동 왜곡이 크게 관찰되었다.
Fig. 13은 흡입구 벽 근처의 유선분포와 단면에서의 속도벡터 및 와도분포를 나타낸 것이다. 그림에서 보면 상부 유동 박리에 의한 정체구간(D)과 하부 유동 (E)은 Baseline 결과와 유사한 패턴을 보인다. 하부 역압력구배 영역 이후 유동은 바깥쪽 흐름을 가지며 F처럼 이동하다가 injection에 의한 추가된 모멘텀에 의해 흐름방향이 흡입구 길이 방향과 정렬되면서 AIP로 향한다. Injection에 의해 각각 다른 방향의 작은 와류군들이 형성이 되었으며, 유동이 이동함 따라 서로 중첩되면서 AIP에서는 큰 와류 형태만 관찰되었다. Injection에 의해 벽 근처의 회전하는 유동의 경로가 변화하고 이로 인해 와류 생성이 억제되므로써 유동왜곡이 개선된다고 판단된다.
가장 안정된 유동을 보이는 Xjet=3.0D 형상에 Jet 분사 유량을 출구 유량의 0.5~3.5%까지 변화시켜가며 흡입구 성능을 관찰하였다. Fig. 14에서 확인할 수 있듯이 Jet 분사 질량유량이 증가할수록 전압력회복률은 선형적으로 감소하였고, 2.5% 이상 분사시에는 유동왜곡지수가 증가하였으며, 1.0% 토출 유량에서 가장 낮은 유동왜곡지수를 보였다.
3. 결 론
본 연구는 저피탐 무인편대기의 S형 흡입구 기반으로 3차원 전산 유동해석을 통해 곡률 변곡점 위치, 단면 형상이 성능에 미치는 영향을 확인하였다.
전산해석 기법 검증을 위해 RAE M2129를 대상으로 해석을 수행하고 실험값과 비교하여 격자, 경계조건 등을 검증하였다. 동일 기법을 적용하여 저피탐 무인편대기의 흡입구 설계를 위한 연구 형상군에 대해 전산해석을 수행하였으며, 해석결과 모든 형상의 전압력회복률은 96% 이상, 유동왜곡지수는 0.25 이상 예측되었다. 흡입구 곡률 변곡점이 후방에 있을수록, 단면의 가로세로비가 클수록 성능이 개선됨을 보였으며, 가로세로비를 유지하면서 곡률 변곡점을 후방으로 이동시킨 형상(Case2)의 성능이 가장 우수하게 예측되었다.
이차 유동 저감을 통한 성능 개선을 위해 Jet injection을 적용하였으며, 그 결과 분사되는 Jet의 위치가 유동 박리점 바로 전방인 형상의 흡입구 성능이 가장 뛰어났다. 또한 Jet 분사 유량에 대한 영향성을 확인했으며, 그 결과 Baseline 대비 압력회복률은 0.05%, 유동왜곡지수는 79.0% 개선됨을 확인할 수 있었다.
본 연구를 통해 S형 흡입구의 곡률, 단면이 성능에 미치는 영향을 확인하였고, 내부에서 발생하는 이차 유동의 저감을 위해서 Jet injection 또한 효율적인 방법인 것으로 확인되었다. 이를 바탕으로 S 형 흡입구의 외형 최적설계 및 탈설계점 성능분석과 이차 유동 저감기술 최적화 연구를 수행할 예정이다.
