RESEARCH PAPERS

Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers. 31 December 2024. 1-7
https://doi.org/10.6108/KSPE.2024.28.6.001

ABSTRACT


MAIN

  • 1. 서 론

  • 2. 설계 방법

  •   2.1 마이크로 가스터빈 엔진

  •   2.2 흡입구 형상 파라미터

  •   2.3 경계 조건

  • 3. 격자 테스트

  •   3.1 격자 생성 방법

  •   3.2 격자 테스트 결과

  • 4. 해석 결과

  •   4.1 입구 반경에 따른 해석 결과

  •   4.2 Lip 두께에 따른 해석 결과

  •   4.3 받음각 해석 결과

  • 5. 결 론

1. 서 론

공중발사 다목적 소형 무인기 등에 장착되는 고속추진시스템으로 마이크로 가스터빈 엔진을 사용하는 것이 적합하다. 이 때, 고정되어 있는 가스터빈 발전기와는 달리 하늘을 비행하는 비행체, 특히 음속 이상에서 비행하는 초음속 비행체의 경우 초음속 유동의 상태를 고려하여 가스터빈 엔진의 설계가 이뤄져야 한다. 특히 초음속 흡입구의 연구 및 설계 또한 별도로 고려해야한다.

초음속 비행을 하는 항공기에서 가스터빈엔진을 사용하는 경우 엔진의 압축기가 초음속 유동을 흡입하지 못하기 때문에 초음속을 아음속 유동으로 낮춰줘야 한다. 이 과정에서 충격파를 통해 흡입 유동의 압축이 발생하지만, 충격파에 의한 손실이 발생하기 때문에 손실을 줄이기 위한 초음속 흡입구의 형상 설계가 필수적으로 요구된다[1].

초음속 흡입구는 유동의 압축 형태에 따라 크게 내부 압축형과 외부 압축형으로 구분된다. 내부 압축형으로는 Pitot 흡입구 및 Busemann 흡입구 등이 대표적이며, Busemann 흡입구와 같은 경우에는 높은 전압력 회복률을 가지나 상대적으로 흡입구의 길이가 길며 제한적인 운용 조건을 가진다. 외부 압축형으로는 2차원 또는 축대칭 Spike 흡입구 등이 대표적이며, 길이가 짧고 운용 조건이 넓지만 상대적으로 전압력 회복률이 낮다는 단점이 있다. 이 외에도 내부형과 외부형을 혼합한 흡입구, 또는 Busemann 유동장을 토대로 streamline- tracing을 통해 형상을 설계한 흡입구가 있다. 연구자에 따라서 이러한 형태의 흡입구를 STEX(Streamline-traced, external-compression) 흡입구 또는 REST(Rectangular to elliptical shape transition) 흡입구라고도 부른다[1,2,3,4,5,6].

본 연구에선 내부 압축형 흡입구 중 하나인 Pitot 흡입구를 마이크로 가스터빈 엔진의 흡입구로 선정하여 설계하고자 하였다. Pitot 흡입구는 운용 목적에 따라 설계 방식이 달라지는 약점이 있지만, 그럼에도 불구하고 형상이 단순하고 아음속에서부터 초음속 비행의 마하수 1.6에 이르기까지 큰 손실 없이 적용할 수 있다는 장점이 있는 것으로 알려져 있다[4]. 또한 축대칭의 원형으로 흡입구를 설계한다면 형태가 간편하고 가벼우며 높은 균일도의 공기를 공급할 수 있는 것으로 알려져 있다[7].

본 연구에선 초음속 마이크로 가스터빈 엔진에 적합한 초음속 흡입구를 설계하기 위하여 유동해석 및 사례 연구를 통하여 필요한 공기 유량 및 압력을 도출하고자 하였다.

2. 설계 방법

2.1 마이크로 가스터빈 엔진

본 연구에서 대상으로 삼은 마이크로 가스터빈은 JetCat P300-Pro 엔진으로서, 직경은 135 mm의 크기를 갖고 있고, 흡입유량은 0.5 kg/s, 추력은 300 N의 성능을 지니고 있다. 기존의 마이크로 가스터빈으로는 초음속 추진을 할 수 없기 때문에 여기에 후연소기(After burner) 및 가변 노즐을 통하여 추력을 증진시켜 초음속 추진을 고려하였고, 초음속 추진에 알맞은 나셀 및 흡입구가 장착되어 전체 엔진이 구성된다. 이러한 엔진의 개략도는 Fig. 1과 같다. 이 엔진을 기준으로 사이클 구성이 수행되었고, 그 결과 Table 1과 같은 운전조건이 구성되었다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2024-028-06/N0580280601/images/kspe_2024_286_001_F1.jpg
Fig. 1.

Schematic of supersonic micro gas turbine engine.

항공 엔진의 성능은 회수되는 압력회복률, 유량의 균일도 및 생산되는 외부 항력 등으로 우선 평가된다. 그중에서 전압력회복률(Total pressure recovery ratio, TPR)은 자유흐름의 전압력 pt0가 에너지 손실에 의해 흡입구 출구(엔진 입구)에서 pt2로 감소되는 것을 나타내며, 그 원인으로는 표면 마찰, 유동 박리, 충격파 등이고, 다음과 같이 나타낼 수 있다[4].

(1)
TPR=pt2pt0
Table 1.

Flight conditions.

Item Design point
Mass flow rate* Less than 3 times of the engine intake
AOA** ±15°

*It includes the bypass air, **Pitch angle

아음속 조건에서 Pitot 흡입구의 전압력회복률은 0.9 이상으로 고속일 경우 0.99까지 높일 수 있다. 반면 초음속 조건에선 수직충격파의 전압력손실로 인해 Pitot 흡입구의 전압력회복률이 감소하며, 이론적 최대값은 마하수 1.3에서 0.98, 마하수 1.6에서 0.9, 마하수 2에서 0.72 등이다[4].

2.2 흡입구 형상 파라미터

흡입구 형상에서 고려되는 파라미터들은 길이, 입구 목(throat) 반경, Lip 두께 등이다. P300-Pro 엔진의 형상 및 흡입 유량을 고려하여 초음속 엔진의 나셀 내부 반경, 즉 흡입구의 출구 반경은 82 mm로 선정하였다. 흡입구의 출구에서 입구 목까지의 길이는 400 mm로 선정하였다. 입구 목에서 Lip의 Edge까지의 길이는 20 mm로 설정하고, Spline으로 형상을 만들었다. 내부 벽은 호로 만들되 각 변곡점에 대하여 Tangent 구속조건을 설정하였다. 또한 노즈콘의 반경은 20 mm로 설정하였다. 이러한 형상의 예를 Fig. 2에 나타내었다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2024-028-06/N0580280601/images/kspe_2024_286_001_F2.jpg
Fig. 2.

Pitot intake geometry with thick lip.

이 형상에 입구 목의 반경을 변화시켜 가면서 흡입구의 성능을 확인하고자 하였다. 전압력 회복을 위해 나셀 내부 반경보다 작으면서 유량 조건을 만족하고, 내부 유동박리를 일으키지 않는 입구 목에 대해서 해석하였고, 그중의 유력한 세 경우를 본 논문에 소개하였다. 입구 Lip 두께는 9 mm의 두꺼운 형상(thick)과 4.5 mm의 얇은 형상(thin)으로 나누어서 그 특징을 살펴보고자 하였다. 이와 같이 Fig. 2에 적용되는 형상 설계 변수를 Table 2에 나타내었다.

Table 2.

Pitot inlet design parameter.

Throat radius Lip thickness
60 / 55 / 50[mm] 9 / 4.5[mm]

한편 받음각(Angle Of Attack, AOA)에 따른 변화를 살펴보기 위한 형상은 Fig. 3에 나타내었다. 받음각에 따른 내부 박리 생성을 가정하여 해석의 수렴성을 위해 내부 유동장을 길게 늘렸고 수축되는 바이패스 공간을 고려하여 흡입구의 출구 폭을 임의로 줄여서 해석 형상에 적용하였다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2024-028-06/N0580280601/images/kspe_2024_286_001_F3.jpg
Fig. 3.

Pitot intake geometry for AOA.

2.3 경계 조건

본 초음속 엔진의 운전조건은 특정된 고도 및 마하수에서 운용되는 것을 가정하였다. 이 경우, 다음 식에 의해 목표 고도 및 마하수에서의 전압력 및 전온도를 구할 수 있다.

(2)
pT=patm1+γ-12Ma2γ/(γ-1)
(3)
TT=Tatm1+γ-12Ma2

따라서 전압력은 97047.4 Pa, 전온도는 333.5 K로 산출되었다.

해석 코드로는 Ansys CFX를 사용하였다. 대칭성을 이용하여 1/2 형상 및 Symmetry 조건을 사용하였고, 대기의 벽면은 Free sleep wall, 대기 출구 조건으로 Opening 조건을 사용하여 유동의 유출입이 가능하도록 하였다. 대기 입구 조건으로 Supersonic 조건을 사용하여 기 산출된 전압력 및 전온도를 설정하였고, 받음각 해석 시 입구 유동각을 적용하여 모사하였다. 또한 흡입구 출구(엔진 입구)면에는 정압력 조건을 적용하여 전압력에 대한 압력비 ps/pt에 따른 변화를 살펴보았다. 관련 경계조건 설정의 예는 Fig. 4와 같다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2024-028-06/N0580280601/images/kspe_2024_286_001_F4.jpg
Fig. 4.

Boundary conditions in Ansys CFX.

한편, 난류모델은 SST, 공간 차분법으로 High Resolution을 사용하였다.

3. 격자 테스트

3.1 격자 생성 방법

격자 생성 방법은 흡입구의 Lip 바로 앞에서 충격파가 생성되는 것을 고려하여 해당 영역에만 조밀 격자를 생성하도록 구별하였고, 격자 크기는 10 mm, 2 mm, 1 mm, 0.7 mm 등으로 구분하여 해석하였다. Lip 주변의 격자가 2 mm 크기일 때의 격자 생성의 예는 Fig. 5와 같다. 표면에는 경계층을 고려하였고 y+는 1 이하로 격자를 구성하였다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2024-028-06/N0580280601/images/kspe_2024_286_001_F5.jpg
Fig. 5.

Mesh system when mesh size around the lip is 2 mm.

3.2 격자 테스트 결과

격자 테스트 결과 Fig. 6에 나타낸 것과 같이 격자가 조밀해질수록 충격파의 해상도가 뚜렷하게 보이는 것을 확인할 수 있다. 또한 중심선을 그어서 충격파 주변의 마하수를 살펴볼 경우 Fig. 7과 같이 조밀한 격자일수록 충격파 두께가 점점 얇아지는 것을 확인할 수 있다. 이는 충격파의 두께가 수 마이크로미터에 이르는 아주 얇은 파이기 때문에 충격파를 정확하게 모사하길 바란다면 격자의 크기가 한없이 더 작아져야 함을 의미한다. 따라서 Fig. 8과 같이 충격파 이후의 TPR을 통하여 격자의 수렴성을 살펴보았으며, 1 mm 이하의 격자 크기에선 해석 결과가 수렴한다고 판단하였다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2024-028-06/N0580280601/images/kspe_2024_286_001_F6.jpg
Fig. 6.

Grid Test results: Mach number distribution of 10 mm(Left) and 1 mm(Right) of mesh size.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2024-028-06/N0580280601/images/kspe_2024_286_001_F7.jpg
Fig. 7.

Mach number around shock wave.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2024-028-06/N0580280601/images/kspe_2024_286_001_F8.jpg
Fig. 8.

Total pressure recovery ratio around shock wave.

4. 해석 결과

4.1 입구 반경에 따른 해석 결과

입구 반경에 따른 흡입구 해석을 수행하였고, 해석 조건 중 하나인 출구 압력비 0.87에 대한 마하수 결과를 Fig. 9에 나타내었다. 또한 여러 압력비 범위 내에서의 유량 결과를 Fig. 10에 나타내었다. 입구 반경 50 mm에 대해선 전 범위에서 유량이 설계 조건인 엔진 유량의 세 배, 1.5 kg/s 이하에서 형성되었지만 Fig. 9(c)에서 보이는 것과 같이 전 구간에서 유동 박리가 발생하였다. 한편 Brunn [8]의 연구에서 축대칭 디퓨져의 유동박리가 플랩핑(Flapping) 효과로 인해 비정상상태에서 비대칭으로 발생하는 실험 결과를 나타냈다. Fig. 9(c)에서의 비대칭 박리는 그러한 경우가 비정렬 격자 및 정상상태의 RANS 난류모델의 해석 결과로 표현된 것으로 판단하였다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2024-028-06/N0580280601/images/kspe_2024_286_001_F9.jpg
Fig. 9.

Mach number distribution of various inlet throat radius at ps/pt = 0.87.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2024-028-06/N0580280601/images/kspe_2024_286_001_F10.jpg
Fig. 10.

Mass flow rate of various inlet throat radius.

50 mm의 결과와 달리, 55 mm와 60 mm에 대해선 일부 구간에서 1.5 kg/s 이하의 유량이 산출되었으나 유동 박리는 덜 발생하는 것으로 확인하였다. 따라서 본 연구에선 55 mm의 입구 반경을 기준으로 삼았고, 필요시엔 60 mm에 대해서도 함께 비교 해석을 진행하였다.

4.2 Lip 두께에 따른 해석 결과

55 mm의 입구 반경을 갖는 흡입구에서 Lip 두께에 따른 영향을 해석하여 비교하였다. Fig. 11에 나타난 것과 같이 9 mm의 두꺼운 Lip에 대해선 bow shock과 같은 둥근 충격파가 발생하고 누설이 많이 생기는 반면, 4.5 mm의 얇은 Lip에 대해선 일자 형태의 수직 충격파가 발생하면서 상대적으로 적은 누설이 발생하였다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2024-028-06/N0580280601/images/kspe_2024_286_001_F11.jpg
Fig. 11.

Mach number distribution (a) thick and (b) thin inlet lip at ps/pt = 0.87.

또한 Fig. 12에 나타난 것과 같이 얇은 Lip에서 충격파가 Lip에 더 가까이 붙는 것을 확인할 수 있다. Kazula[5]의 연구에 따르면 얇은 Lip에선 충격파가 Lip 가까이에 붙으며 누설항력(Spillage drag)과 같은 손실을 최소화시키기 때문에 초음속 흡입구의 Lip의 형태로 알맞다고 언급한다. 본 연구의 해석결과에서도 마찬가지로 기존 이론과 같은 경향성을 보임에 따라 전산해석 기법의 신뢰성을 일부 확인할 수 있었다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2024-028-06/N0580280601/images/kspe_2024_286_001_F12.jpg
Fig. 12.

Mach number by inlet lip thickness at ps/ pt = 0.87.

4.3 받음각 해석 결과

본 초음속 마이크로 가스터빈 엔진의 경우 직진 비행을 하는 무인기와 같은 비행체에 장착되는 것을 고려하여 누설이 적게 발생하는 얇은 Lip을 본 엔진에 맞는 흡입구로 가정하였다. 단, 급선회가 발생하는 경우의 상태를 알아보고자 받음각 해석을 수행하였다. 입구 목 반지름 55 mm와 60 mm에 대하여 받음각 10°와 15°에 따른 해석을 수행하였고, 그중 받음각 15°, 출구 압력비 0.89인 경우의 마하수에 대한 결과를 Fig. 13에 나타내었다. 반경 55 mm 입구에선 흡입구 내부에 유동 박리가 발생하였지만, 반경 60 mm 입구에선 유동 박리가 발생하지 않는 것을 확인할 수 있다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2024-028-06/N0580280601/images/kspe_2024_286_001_F13.jpg
Fig. 13.

Mach number distribution at AOA 15° and ps/pt = 0.89 of (a) r = 55 mm and (b) r = 60 mm.

각 해석에서 수렴해를 얻은 결과에 대해서 그래프에 표시하여 Fig. 14에 나타내었다. 각각의 해석 사례에서 입구 전압력 대비 출구 정압력(ps/pt)이 낮아질수록 질량유량이 커짐에 따라 흡입 속도가 높아지면서 전압력회복률이 낮아지고 내부 유동 박리가 일어나기 쉬운 경향을 보였다. 반대로, 입구 전압력 대비 출구 정압력(ps/pt)이 높아질수록 질량유량이 작아짐에 따라 흡입 속도가 감소하면서 전압력회복률, 즉, TPR 값이 높아지게 됨을 알 수 있다. 또한, 각각의 받음각 각도에서 반경 60 mm인 경우에 55 mm 보다 더 넓은 범위에서 수렴해를 얻었으며, 더 높은 TPR 값과 질량유량을 갖는다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2024-028-06/N0580280601/images/kspe_2024_286_001_F14.jpg
Fig. 14.

TPR and mass flow rate of inlet radius r = 55 mm and r = 60 mm.

따라서 입구 반경이 커질수록 넓은 받음각 운용 범위와 유량 및 TPR 값의 우위로 인해 더 선호된다. 단 목표 유량보다 과잉유량이 공급되는 문제가 있기 때문에 일정 정도의 유량이 공급되는 입구 반경 60 mm 이하에서 최적화가 가능하며, 또는 흡입 유량을 줄이기 위해 블리딩(bleeding) 등의 기술이 접목될 필요가 있다. 한편, 실 엔진형상을 고려한 전체 초음속 엔진의 유동해석 및 시험도 후속연구에서 수행될 예정이다.

5. 결 론

본 연구에선 초음속 마이크로 가스터빈 엔진의 초음속 흡입구 설계를 위한 해석적 연구를 수행하였다. JetCat P300-Pro 엔진을 기준으로 82 mm의 나셀 반경 및 400 mm의 길이를 갖는 Pitot 흡입구를 고려하였고, 입구 목의 반경, 입구 Lip의 두께 및 받음각에 따른 해석을 수행하였고 비교 분석하였다. 얇은 Lip일 경우 충격파가 Lip에 가까이 붙게 되어 더 선호되었고, 입구 목의 반경은 55 mm 미만의 형상에선 내부 유동 박리가 발생하여 그 이상의 반경을 갖는 흡입구 입구 목이 선호되었다. 단 받음각 해석 결과 더 큰 입구 면적에 대해 더 넓은 범위의 받음각 운용이 가능하지만 면적이 커질수록 과잉유량이 공급되기 때문에 60 mm의 입구 목 반경에서 최적화가 가능하다.

Acknowledgements

본 논문은 2024년 정부(방위사업청)의 재원으로 국방기술진흥연구소의 지원(KRIT-CT-22-053)을 받아 수행되었습니다.

본 논문의 일부는 2024년도 한국추진공학회 춘계학술대회에서 발표되었습니다.

References

1

Kim, Y.J. and Lee, H.J., "Performance Characteristics of Hypersonic External Compression Inlet Using Isentropic Com- pression Surface," Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, Vol. 50, No. 5, pp. 297-308, 2022.

10.5139/JKSAS.2022.50.5.297
2

Cha, S.W., Roh, T.S. and Lee, H.J., "Comparison of Performance on Hyper- sonic Intakes in Off-Design Conditions Through Numerical Simulations," Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, Vol. 47, No. 3, pp. 195-203, 2019.

10.5139/JKSAS.2019.47.3.195
3

Yeom, D., Jung, H., Kim, H., Sung, H. and Im, S.K., "Design and test of streamline-traced REST intake," The 2022 Spring Conference of Korean Society of Propulsion Engineers, 2022.

4

Kazula, S., Wöllner, M., Grasselt, D. and Höschler, K., "Parametric Design Study on Aerodynamic Characteristics of Variable Pitot Inlets for Transonic and Supersonic Civil Aviation," MATEC Web of Conference, Vol. 304, p. 02017, 2019.

10.1051/matecconf/201930402017
5

Kazula, S. and Höschler, K., "Review of variable leading-edge patents for aircraft wings and engine inlets and their relevance for variable pitot inlets in future supersonic transport," CEAS Aeronautical Journal, Vol. 12, pp. 685-700, 2021.

10.1007/s13272-021-00520-y
6

Slater, J.W., "Methodology for the Design of Streamline-Traced External- Compression Supersonic Inlets," 50th AIAA/ASME/SAE/ ASEE Joint Propulsion Conference, AIAA 2014-3593, Jul. 2014.

10.2514/6.2014-3593
7

Kazula, S., Wöllner, M., Grasselt, D. and Höschler, K., "Parametric design and aero-dynamic analysis of circular variable aero engine inlets for transonic and supersonic civil aviation," Proceedings of the 24th ISABE Conference, ISABE 2019-24018, 2019.

10.1051/matecconf/201930402017
8

Brunn, A. and Nitsche, W., "Separation Control in an Axisymmetric Diffuser Flow by Periodic Excitation," Engineering Turbulence Modelling and Experiments 5, pp. 587-596, 2002.

10.1016/B978-008044114-6/50056-9
페이지 상단으로 이동하기