KR101616647B1 - 직사각형단면을 가지는 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진 - Google Patents
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Abstract
일 실시예에 따른 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진은, 고속 흡입식 추진 기관 및 상기 추진 기관과 병렬로 배치되는 로켓을 포함하고, 상기 추진 기관은 순서대로 흡입구, 격리부, 연소기, 및 노즐로 구성되며, 속도 영역에 따라, 마하 0 내지 3에서는 이젝터 로켓 모드, 마하 3 내지 5.4에서는 램제트 모드, 마하 5.4 내지 10에서는 스크램제트 모드, 마하 10 이상 또는 대기권 돌파시에는 로켓 모드로 작동되며, 상기 로켓의 출구는 상기 격리부의 출구와 같은 선상에 배치되고, 상기 이젝터 로켓 모드 및 로켓 모드에서는 상기 추진 기관의 흡입구가 닫히고, 상기 로켓 및 상기 추진 기관은 직사각형 단면으로 구성될 수 있다.
Description
일 실시예에 따른 직사각형단면을 가지는 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진에 관한 발명이다.
일반적으로, 제시된 속도영역(마하 0 내지 8)을 비행할 수 있는 단일 추진시스템으로는 로켓 추진기관이 있다.
또한, 정지상태에서의 출발은 불가능하지만 마하 2 이상의 영역에서 구동이 가능한 램제트 엔진과 마하 5 이상의 영역에서 구동이 가능한 스크램제트 엔진이 있다.
그러나, 상기의 로켓 추진기관과 램제트 엔진 및 스크램제트 엔진은 다음과 같은 몇가지 문제점을 내재하고 있다.
첫째, 로켓 추진기관의 경우 산화재를 대기 상태에서 포집할 수 없기 때문에 산화제를 탑재해야한다. 산화제와 연료는 액화된 상태로 보존하기 때문에 높은 압력으로 가압하여 보존한다. 따라서 안전을 위하여 시스템이 거대해지게 되어 비슷한 영역에서 구동이 가능한 램제트 엔진 및 스크램제트 엔진에 비하여 비추력 및 효율이 떨어진다. 또한 시스템 복잡도에 따라 제작에 드는 비용이 높은 반면 기본적으로 1회성으로 사용되기 때문에 재사용이 불가능하다.
둘째, 램제트 엔진은 고속비행에 따른 램효과를 이용하여 마하수 2 내지 6에서 작동한다. 고속의 공기는 엔진 흡입구에서 다수의 경사 충격파와 한 개의 약한 수직 충격파를 거쳐 유속이 아음속으로 감소된 후 연소기 입구의 디퓨저에서 압축이 일어나 온도와 압력이 상승한다. 램제트 엔진의 특징은 연소현상이 아음속에서 발생한다는 점이며 연소 후 공기는 수축-팽창 노즐에서 팽창되어 추력을 발생시킨다. 그러나 마하수 0에서는 추력을 낼 수 없다. 또한 마하 6 이상의 영역에서는 연소기 입구에서 열 해리가 발생하여 효율이 급격하게 떨어지게 된다.
셋째, 스크램제트 엔진은 램제트 엔진과 달리 연소실을 포함한 전체 내부유동이 초음속이므로 팽창 노즐만을 이용하여 추력을 발생시킨다. 그러나 램제트 엔진과 마찬가지로 정지 상태에서의 구동이 불가능하다는 단점이 있다.
한국 공개특허 제10-2013-0071841호는, 연료를 공급받아 비행체의 추진력을 발생시키는 센터바디(110);와 상기 센터바디(110)를 둘러싸는 형태로 상기 비행체에 체결되어 상기 센터바디(110)와의 간격을 통해 공기가 흡입되고 상기 연료를 연소시키며 추진력이 발생되는 공간을 형성하는 카울바디(120);를 포함하는 스크램제트 엔진을 개시한다.
또한, 정지상태에서의 출발은 불가능하지만 마하 2 이상의 영역에서 구동이 가능한 램제트 엔진과 마하 5 이상의 영역에서 구동이 가능한 스크램제트 엔진이 있다.
그러나, 상기의 로켓 추진기관과 램제트 엔진 및 스크램제트 엔진은 다음과 같은 몇가지 문제점을 내재하고 있다.
첫째, 로켓 추진기관의 경우 산화재를 대기 상태에서 포집할 수 없기 때문에 산화제를 탑재해야한다. 산화제와 연료는 액화된 상태로 보존하기 때문에 높은 압력으로 가압하여 보존한다. 따라서 안전을 위하여 시스템이 거대해지게 되어 비슷한 영역에서 구동이 가능한 램제트 엔진 및 스크램제트 엔진에 비하여 비추력 및 효율이 떨어진다. 또한 시스템 복잡도에 따라 제작에 드는 비용이 높은 반면 기본적으로 1회성으로 사용되기 때문에 재사용이 불가능하다.
둘째, 램제트 엔진은 고속비행에 따른 램효과를 이용하여 마하수 2 내지 6에서 작동한다. 고속의 공기는 엔진 흡입구에서 다수의 경사 충격파와 한 개의 약한 수직 충격파를 거쳐 유속이 아음속으로 감소된 후 연소기 입구의 디퓨저에서 압축이 일어나 온도와 압력이 상승한다. 램제트 엔진의 특징은 연소현상이 아음속에서 발생한다는 점이며 연소 후 공기는 수축-팽창 노즐에서 팽창되어 추력을 발생시킨다. 그러나 마하수 0에서는 추력을 낼 수 없다. 또한 마하 6 이상의 영역에서는 연소기 입구에서 열 해리가 발생하여 효율이 급격하게 떨어지게 된다.
셋째, 스크램제트 엔진은 램제트 엔진과 달리 연소실을 포함한 전체 내부유동이 초음속이므로 팽창 노즐만을 이용하여 추력을 발생시킨다. 그러나 램제트 엔진과 마찬가지로 정지 상태에서의 구동이 불가능하다는 단점이 있다.
한국 공개특허 제10-2013-0071841호는, 연료를 공급받아 비행체의 추진력을 발생시키는 센터바디(110);와 상기 센터바디(110)를 둘러싸는 형태로 상기 비행체에 체결되어 상기 센터바디(110)와의 간격을 통해 공기가 흡입되고 상기 연료를 연소시키며 추진력이 발생되는 공간을 형성하는 카울바디(120);를 포함하는 스크램제트 엔진을 개시한다.
일 실시예에 따라, 우주 비행기의 형태 및 극초음속 영역에서 비행체 및 엔진의 blunt한 형상에서 발생하는 충격파에 의한 압력 손실을 줄이고자 한다.
일 실시예에 따라, 우주 비행기의 하단에 같이 병렬로 설치하고자 한다.
일 실시예에 따라 비행체의 aftbody도 엔진의 외부 노즐(External nozzle)로 사용하여 추력 증가를 꾀하고자 한다.
일 실시예에 따라, 우주 비행기의 하단에 같이 병렬로 설치하고자 한다.
일 실시예에 따라 비행체의 aftbody도 엔진의 외부 노즐(External nozzle)로 사용하여 추력 증가를 꾀하고자 한다.
일 실시예에 따른 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진은, 고속 흡입식 추진 기관 및 상기 추진 기관과 병렬로 배치되는 로켓을 포함하고, 상기 추진 기관은 순서대로 흡입구, 격리부, 연소기, 및 노즐로 구성되며, 속도 영역에 따라, 마하 0 내지 3에서는 이젝터 로켓 모드, 마하 3 내지 5.4에서는 램제트 모드, 마하 5.4 내지 10에서는 스크램제트 모드, 마하 10 이상 또는 대기권 돌파시에는 로켓 모드로 작동되며, 상기 로켓의 출구는 상기 격리부의 출구와 같은 선상에 배치되고, 상기 이젝터 로켓 모드 및 로켓 모드에서는 상기 추진 기관의 흡입구가 닫히고, 상기 로켓 및 상기 추진 기관은 직사각형 단면으로 구성될 수 있다.
일측에 따르면, 상기 엔진은 비행체의 하단 또는 측면에 장착될 수 있다.
일측에 따르면, 상기 격리부와 연소기 사이의 경계는, 상기 격리부 출구와 상기 로켓 출구를 거쳐 상기 엔진 내부로 유입된 유동의 정압력이 동일해 질 수 있다.
일측에 따르면, 상기 엔진의 흡입구는 가변 흡입구이고, 마하 1 이하에서는 아음속 흡입구로 작동하며, 마하 1과 1.5 사이에서는 1회의 수직 충격파를 거쳐 공기가 유입될 수 있다.
일측에 따르면, 상기 이젝터 로켓 모드에서 상기 엔진이 작동할 때, 로켓 유동과 상기 로켓으로 인하여 유입되는 유동으로 구성되는 2개의 유동이 상기 연소기 내로 혼합되어 상기 연소기로부터 배출될 수 있다.
일측에 따르면, 상기 추진 기관의 노즐의 출구 면적은 배출된 유동 정압력이 대기압과 같아질 때의 면적이 되도록 선택될 수 있다.
일측에 따르면, 상기 램제트 모드에서 상기 엔진이 작동할 때, 노말 쇼크 트레인(Normal shock train)을 구현하기 위하여 연료량을 늘려 연소기 내부 압력을 상승시킬 수 있다.
일측에 따르면, 상기 이젝터 로켓 모드와 램제트 모드에서 상기 엔진이 작동할 때, 연료 분사와 연소로 열목(thermal throat)이 조성될 수 있다.
일측에 따르면, 상기 엔진은 비행체의 하단 또는 측면에 장착될 수 있다.
일측에 따르면, 상기 격리부와 연소기 사이의 경계는, 상기 격리부 출구와 상기 로켓 출구를 거쳐 상기 엔진 내부로 유입된 유동의 정압력이 동일해 질 수 있다.
일측에 따르면, 상기 엔진의 흡입구는 가변 흡입구이고, 마하 1 이하에서는 아음속 흡입구로 작동하며, 마하 1과 1.5 사이에서는 1회의 수직 충격파를 거쳐 공기가 유입될 수 있다.
일측에 따르면, 상기 이젝터 로켓 모드에서 상기 엔진이 작동할 때, 로켓 유동과 상기 로켓으로 인하여 유입되는 유동으로 구성되는 2개의 유동이 상기 연소기 내로 혼합되어 상기 연소기로부터 배출될 수 있다.
일측에 따르면, 상기 추진 기관의 노즐의 출구 면적은 배출된 유동 정압력이 대기압과 같아질 때의 면적이 되도록 선택될 수 있다.
일측에 따르면, 상기 램제트 모드에서 상기 엔진이 작동할 때, 노말 쇼크 트레인(Normal shock train)을 구현하기 위하여 연료량을 늘려 연소기 내부 압력을 상승시킬 수 있다.
일측에 따르면, 상기 이젝터 로켓 모드와 램제트 모드에서 상기 엔진이 작동할 때, 연료 분사와 연소로 열목(thermal throat)이 조성될 수 있다.
일 실시예에 따라, 우주 비행기의 형태 및 극초음속 영역에서 비행체 및 엔진의 blunt한 형상에서 발생하는 충격파에 의한 압력 손실을 줄일 수 있다.
일 실시예에 따라, 우주 비행기의 하단에 같이 병렬로 설치 할 수 있다.
일 실시예에 따라 비행체의 aftbody도 엔진의 외부 노즐(External nozzle)로 사용하여 추력 증가가 나타날 수 있다.
일 실시예에 따라, 우주 비행기의 하단에 같이 병렬로 설치 할 수 있다.
일 실시예에 따라 비행체의 aftbody도 엔진의 외부 노즐(External nozzle)로 사용하여 추력 증가가 나타날 수 있다.
본 명세서에 첨부되는 다음의 도면들은 본 발명의 바람직한 일실시예를 예시하는 것이며, 발명의 상세한 설명과 함께 본 발명의 기술적 사상을 더욱 이해시키는 역할을 하는 것이므로, 본 발명은 그러한 도면에 기재된 사항에만 한정되어 해석 되어서는 아니 된다.
도 1은 일 실시예에 따라, 항공기 하측에 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진이 부착된 모습을 나타낸 사시도이다.
도 2는 일 실시예에 따른 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 구조를 나타낸 사시도이다.
도 3는 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 비행 궤적을 나타낸 그래프이다.
도 4는 이젝터 로켓 모드에서 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 제어 체적을 나타낸 사시도이다.
도 5는 이젝터 로켓 모드에서 로켓과 이젝터 로켓 비 임펄스를 나타낸 그래프이다.
도 6는 램제트 모드에서 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 제어 체적I을 나타낸 사시도이다.
도 7는 램제트 모드에서 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 제어 체적II을 나타낸 사시도이다.
도 8는 램제트 모드에서 로켓과 이젝터 로켓 비 임펄스를 나타낸 그래프이다.
도 9은 램제트 모드에서 추력계수를 나타낸 그래프이다.
도 10은 스크램제트 모드에서 로켓과 이젝터 로켓 비 임펄스를 나타낸 그래프이다.
도 11는 스크램제트 모드에서 추력계수를 나타낸 그래프이다.
도 12는 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 로켓과 이젝터 로켓 비 임펄스를 전 영역에 대하여 나타낸 그래프이다.
도 13는 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 추력 계수를 전 마하수 영역에 대하여 정리 및 기존에 발표된 연구 논문과 대조한 그래프이다.
도 1은 일 실시예에 따라, 항공기 하측에 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진이 부착된 모습을 나타낸 사시도이다.
도 2는 일 실시예에 따른 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 구조를 나타낸 사시도이다.
도 3는 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 비행 궤적을 나타낸 그래프이다.
도 4는 이젝터 로켓 모드에서 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 제어 체적을 나타낸 사시도이다.
도 5는 이젝터 로켓 모드에서 로켓과 이젝터 로켓 비 임펄스를 나타낸 그래프이다.
도 6는 램제트 모드에서 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 제어 체적I을 나타낸 사시도이다.
도 7는 램제트 모드에서 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 제어 체적II을 나타낸 사시도이다.
도 8는 램제트 모드에서 로켓과 이젝터 로켓 비 임펄스를 나타낸 그래프이다.
도 9은 램제트 모드에서 추력계수를 나타낸 그래프이다.
도 10은 스크램제트 모드에서 로켓과 이젝터 로켓 비 임펄스를 나타낸 그래프이다.
도 11는 스크램제트 모드에서 추력계수를 나타낸 그래프이다.
도 12는 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 로켓과 이젝터 로켓 비 임펄스를 전 영역에 대하여 나타낸 그래프이다.
도 13는 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 추력 계수를 전 마하수 영역에 대하여 정리 및 기존에 발표된 연구 논문과 대조한 그래프이다.
이하, 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 일실시예에 대해서 설명한다. 또한, 이하에 설명하는 일실시예는 특허청구범위에 기재된 본 발명의 내용을 부당하게 한정하지 않으며, 본 실시 형태에서 설명되는 구성 전체가 본 발명의 해결 수단으로서 필수적이라고는 할 수 없다.
극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진(Rocket based combined cycle engine, 이하 'RBCC 엔진'이라 칭함 은 로켓과 공기 흡입식 추진기관이 결합된 형태의 엔진이다. 지상고도 정지 상태에서 출발, 마하 1.5 이하의 저속 영역에서는 로켓을 이용하며, 램 효과에 의한 공기 압축이 시작되는 마하 1.5 이상의 영역에서부터는 램제트 엔진, 스크램제트 엔진과 같은 고속 공기 흡입식 추진기관으로 추력을 얻는다. RBCC 엔진을 위성 발사체나 우주 비행기에 적용할 경우 재사용이 가능하기 때문에 기존의 천문학적 발사 비용을 감소시킬 수 있다.
일 실시예에 따라, 고도, 마하수에 따른 RBCC 엔진의 성능을 분석할 수 있다. RBCC 엔진은 앞서 언급한 대로 지상 고도, 정지 상태에서는 로켓을 사용한다. 로켓은 이젝션 소스로 대기 중의 공기를 흡입하여 로켓 추력과 더불어 흡입된 공기 및 추가적인 연소로 인한 추력 증진 효과를 얻을 수 있다.
종래 RBCC 엔진에서도 정지 상태에서 마하 3의 영역에서는 이젝터 로켓 모드, 마하 3에서 5의 영역은 램제트 모드, 마하 6 이상에서는 스크램제트 모드로 구분지어 성능해석을 한 사례가 있다.
일 실시예에 따라서, 본 속도 영역을 기초로 성능해석을 수행하였으며, 해석 결과에 따라서 각 모드가 작동하는 속도 영역을 조정하였다.
도 1은 일 실시예에 따라, 항공기 하측에 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진이 부착된 모습을 나타낸다. 상기 엔진은 비행체의 하단 또는 측면에 장착될 수 있다.
상기 비행체는 2차원 흡입구를 가진 직사각 단면 형상이 될 수 있다. 이에 따라, 비행체에 장착되는 엔진 형상도 직사각 형상이 될 수 있다.
엔진 내부에 장착된 로켓은 팽창비(A/A*) 3.52로, 로켓 엔진 2개를 횡으로, 즉 병렬 형태로 장착한 형상을 취할 수 있다. 로켓 팽창비 및 엔진 배치는 이젝터 로켓 모드 성능해석을 통하여 도출된 결과를 바탕으로 대략적인 형상을 결정할 수 있다.
로켓엔진의 챔버로는 액체 수소와 산소가 공급될 수 있고, 로켓의 성능은 CEA코드로 계산한다. 램제트 모드와 스크램제트 모드에서는 기체 수소를 연료로 사용한다.
도 2는 일 실시예에 따른 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 구조를 나타낸 사시도이다.
상기 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진은, 고속 흡입식 추진 기관 및 상기 추진 기관과 병렬로 배치되는 로켓을 포함하고, 상기 추진 기관은 순서대로 흡입구(intake), 격리부(isolator), 연소기(combustor), 및 노즐(nozzle)로 구성되며, 속도 영역에 따라, 마하 0 내지 3에서는 이젝터 로켓 모드, 마하 3 내지 5.4에서는 램제트 모드, 마하 5.4 내지 10에서는 스크램제트 모드, 마하 10 이상 또는 대기권 돌파시에는 로켓 모드로 작동되며, 상기 이젝터 로켓 모드 및 로켓 모드에서는 상기 추진 기관의 흡입구가 닫히고, 상기 로켓 및 상기 추진 기관은 직사각형 단면으로 구성될 수 있다. 상기 로켓의 출구는 상기 격리부의 출구와 같은 선상에 배치될 수 있다.
도 2에서, 0 내지 3의 영역은 흡입구가 배치되고, 3 내지 4의 영역에는 격리부와 로켓이 배치되며, 4와 ij는 각각 격리부 출구와 로켓 출구를 거쳐 엔진 내부로 유입된 유동의 정압력이 동일해지는 지점으로 이젝터 로켓 모드에서는 가상의 지점으로 램제트 모드와 스크램제트 모드에서는 실제 격리부 출구를 가리킨다.
또한, 4 내지 5 사이에는 연소기가 배치되고, 5는 연소기 출구, 6은 마하 1이 조성되는 노즐 입구로 스크램제트 모드를 제외한 모든 모드에서 마하 1이 될 수 있다. 6내지 7 사이에는 엔진 노즐이 배치되고, 7은 엔진 노즐 출구(내부 팽창구간)이며, 7 내지 8에서 비행체 노즐이 배치되고 8은 비행체 노즐 출구이다.
성능해석은 주어진 작동 조건(마하수, 고도)에서 몇 개의 가정과 제약 조건을 만족하는 엔진의 특성을 파악하는 것이 목적이므로 엔진의 기하학적 형상은 작동 조건에 대하여 유동적일 수 있다.
RBCC 엔진의 흡입구는 가변 흡입구로 구성될 수 있다.
마하 1 이하에서는 아음속 흡입구로 작동하며, 마하 1과 1.5 사이에서는 1회의 수직 충격파를 거쳐 유입될 수 있고, 마하 1.5 이상 1.9 영역에서는 비행체 전단(11° 경사)에서 발생한 1회의 경사충격파를 거쳐 흡입구 내부로 유입될 수 있다.
마하 1.9 내지 3.5 영역에서부터는 카울이 시동하는 구간으로 카울 경사 충격파 포함 2회의 경사충격파를 거쳐 내부로 유입될 수 있고, 마하 3.5 이상에서는 비행체 전단에서 2회(11.5°, 15.5°)의 경사 충격파, 카울(13°, 14°)에서 2회의 경사충격파를 발생하도록 흡입구 형상을 변경될 수 있다.
격리부는 아음속 영역에서는 흡입구 유로로 작동하며 마하 1 이상의 이젝터 로켓 모드와 램제트 모드에서는 노말 쇼크 트레인(Normal shock train)을 거쳐 1회의 수직 충격파가 발생할 수 있다. 램제트 모드에서는 노말 쇼크 트레인을 구현하기 위하여 연료량을 늘려 연소기 내부 압력을 상승시킬 필요가 있다. 이 때 과도한 압력 상승으로 흡입구 불시동이 나지 않아야 할 필요가 있다. 스크램제트 모드에서는 격리부에 의한 압력 상승 효과는 미미할 수 있다.
연소기는 기본적으로는 일정 면적(Constant Area)로 선택하여 면적 변화가 엔진 성능해석에 주는 효과를 배재하도록 하였다. 그러나 추가 연소로 인한 추력 증진 효과도 고려할 수 있도록 면적 변화 모델도 계산할 수 있다. 전 유동 경로(flow path)가 초음속인 스크램제트 모드를 제외하고는 연소기 출구에서는 마하 1이 될 수 있다. 그러나 이를 위하여 노즐 목(physical throat)을 설치하는 것은 스크램제트 모드에서 성능 저하를 부를 수 있으므로, 이젝터 로켓 모드와 램제트 모드에서 연료 분사와 연소로 열목(thermal throat)이 조성될 수 있다.
엔진 노즐의 출구 면적은 배출된 유동 정압력이 대기압과 같아질 때, 즉 완전히 팽창(fully expansion) 되었을 때의 면적이 될 수 있다. 예를 들어 이젝터 로켓 모드에서 마하 3 조건일 경우 노즐 팽창비(Aexit/A*)는 약 9.2가 된다.
엔진 노즐 팽창비로 이를 만족시키지 못할 경우 비행체 노즐을 통해 필요 팽창비를 만족시킬 수 있다.
각 구성품의 효율은 [표 1]과 같이 가정할 수 있다.
위의 효율은 단열 압축 효율, 연소효율, 단열 팽창 효율로 다음과 같은 수식으로 표현된다.
여기서
enthalpy, 
: air mass flow rate, 
: fuel flow rate, 
: Heats of Reaction(수소: 119,954kJ/kg) 이며 보다 자세한 가정 및 제약 조건은 각 모드 별로 후술한다.
고도가 높아질 경우 연소기 내부의 화염이 외부로 유출될 수 있으며, 고도가 낮을 경우 비행체의 구조 한계와 가까워지기 때문에 RBCC 엔진의 비행 영역이 동압력 500-2000 lbf/ft^2(24-96 kPa)구간에 분포할 수 있다.
이를 기초로 RBCC 엔진이 도 2과 같이 동압력 50 kPa(1044.3lbf/ft^2)를 따라 상승할 때를 대상으로 성능해석을 수행하였다. 각 구간 별 압력과 온도는 [표 2]에 정리하였다.
도 3는 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 비행 궤적을 나타낸 그래프이다. 마하수에 따른 고도의 상승은 기울기가 점차 줄어드는 궤적을 나타낸다.
다음으로, 이젝터 로켓 모드에서의 RBCC 엔진의 작동에 대해서 설명한다.
도 4는 이젝터 로켓 모드에서 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 제어 체적을 나타내며, 이젝터 로켓 모드에서 엔진 내부로 유입되는 2개의 유동이 혼합되어 연소기로 배출되는 과정을 나타낸다.
RBCC 엔진의 이젝터 로켓 모드의 경우 연소기로 유입되는 유동이 로켓 유동(1차 유동)과 로켓으로 인하여 유입되는 유동(2차 유동)이 내부에서 혼합된다.
팽창비(A/A*)가 3.52인 로켓의 경우 챔버 압력이 12 MPa일 경우 노즐 출구 정압력은 480 kPa로 과소 팽창한 상태로 배출된다. 따라서 엔진 연소기 내부에서 추가로 팽창할 것이다. 팽창 과정에서 1차 유동과 2차 유동은 서로 운동량 교환을 하면서 혼합 과정을 거쳐 최종적으로는 2개 유동의 정압력이 같아지게 된다. 본 연구에서는 1차 유동이 2차 유동의 정압력과 동일해 지는 지점부터 연소기 출구에서 마하 1이 되는 지점까지를 제어 체적으로 선정하였다.
이젝터 로켓 모드의 입력 값은 다음과 같다. 로켓의 물성치는 CEA 코드를 통하여 계산된 값을 활용하였다.
- 마하수 및 고도에 따른 압력, 온도
- 로켓 노즐 전압력(
)
- 로켓 노즐 전온도(
) : 2237.93 K
- 로켓 노즐 목 면적 대비 연소기 면적(
) : 25
- 로켓 정압 비열(
) : 4358 J/KgK
- 로켓 기체 상수(
) : 1.3506
- 로켓 당량비 : 3
- 흡입구 1차 램프 각도 : 11°
- 흡입구 2차 램프 각도 : 11°
흡입구를 통하여 유입된 유동(Section 4)의 물성치는 아래와 같이 가정되고, 계산된다.
○ 정지상태 - 마하 1
- 정압력은 대기압으로 가정함.
○ 마하 1 - 마하 1.5
- 흡입구 unstart 상태로, 1회의 수직충격파를 거친 후 내부로 유입됨
○ 마하 1.5 - 마하 1.9
- 비행체(11.5° 경사 램프)에서 발생한 1회의 경사 충격파를 거쳐 내부로 유입됨. 카울은 시동하지 않은 상태로 격리부에서의 1회의 수직충격파를 거친 후 연소기로 유입됨
○ 마하 1.9 - 마하 3.0
- 카울이 시동하는 영역으로 2회의 경사 충격파, 격리부에서의 1회의 수직 충격파를 거침
제어 체적에서 로켓 유동(ij section)의 물성치는 다음과 같이 계산된다.
ij section의 마하수가 결정되면
위의 과정을 통해서 연소기 내부로 유입되는 1차 유동과 2차 유동의 물성치가 계산된다.
일정 단면적 연소기일 경우 Section 6의 물성치는 질량 보존식과 에너지 방정식으로부터 다음과 같이 구해진다.
위의 물성치가 아래 운동량 방정식을 만족하지 않을 경우 로켓 전압력을 높이거나 낮춰 상기 계산과정을 반복 계산한다.
확장 면적 연소기의 경우 운동량 방정식과 질량 보존식을 이용하여 section 6의 정압력을 구한다.
노즐 출구(Section 8) 정압력이 대기압과 같다고 가정하면 마하수와 노즐 출구 면적은 아래와 같이 구해진다.
로켓과 이젝터 로켓 비 임펄스는 아래와 같이 구해진다.
추력 계수는 다음과 같다.
비행 궤적에 따른 일정 면적 엔진의 물성치 변화를 표 3에 정리하였다.
마하 0.5와 1.0을 제외하고는 이젝터 로켓 모드에서 로켓 성능을 상회하는 Isp가 발생하고 있어 추력 증진 효과가 있음을 알 수 있다. 그러나 로켓 챔버의 전압력이 입력값 5MPa을 훨씬 상회하고 있다.
이는 일정 면적 연소기 출구에서 마하 1이라는 조건을 충족하기에 로켓 출구 마하수가 더 커야 하거나, 물리적인 목(physical throat)이 필요하다는 뜻이다.
표 4에 챔버 전압력을 5MPa로 유지했을 때 Physical throat(A5/A0)의 크기와 성능을 정리하였다.
도 5를 참고하면, Isp의 경우 일정 면적 연소기에 비하여 향상되었음을 알 수 있다. 이는 바이패스 되어 들어온 유량의 비가 상대적으로 크기 때문이다. 반면 추력 계수는 줄어들었음을 확인할 수 있다. physical throat의 경우 앞서 언급한 대로 스크램 모드에서 유로 내에 질식이 쉽게 될 수 있기 때문에 광범위한 영역에서 구동하기 위해서 위치하지 않아야 한다. 따라서 이젝터 로켓 모드에서 추력을 얻기 위해서는 로켓 챔버 전압 력을 제어할 수 있어야 한다.
본 성능해석에서는 혼합 영역에서 추가적인 연료 분사는 고려하지 않았다. 이는 순수하게 로켓 분사로 인한 이젝션 효과를 보기 위함이다. 따라서 추가적인 연료 분사 및 연소로 인한 추력 증진도 기대할 수 있다. .
다음으로, 램제트 모드에서의 RBCC 엔진의 작동에 대해서 설명한다.
도 6 및 도 7은, 램제트 모드에서 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 제어 체적I을 및 제어 체적II를 각각 도시한다.
램제트 모드에서는 초음속의 유동이 흡입구를 거쳐 아음속 상태로 연소기 내부에서 유입, 연소되고 연소기 출구에서 마하 1이 되도록 하여 노즐을 거쳐 추력을 얻을 수 있다.
램제트 모드의 작동 하한은 램 압축이 시작되는 시점 즉 마하수에 의하여 결정되며, 작동 상한은 흡입구 출구 또는 연소기 입구에서의 유동 정온도로 결정될 수 있다.
도 8는 램제트 모드에서 로켓과 이젝터 로켓 비 임펄스를 나타낸 그래프이고, 도 9은 램제트 모드에서 추력계수를 나타낸 그래프이다.
흡입구에서 다수의 충격파를 거치면서 유동의 정온도는 점진적으로 상승하게 되는데 이 때 온도가 약 1500K를 넘게 되면 공기가 해리되어 흡열 반응이 진행되어 엔진 성능을 떨어뜨리게 된다. 일 실시예에서는, 램제트 모드의 작동 하한을 마하 3으로 설정하였고, 상한 조건은 연소기 입구 정온도 1560K가 되는 시점을 한계로 설정하고 고도 15-20km 영역을 비행한다고 가정한 후 아래와 같이 계산하였다.
여기서
램제트 모드의 상한은 격리부에서의 온도 상승을 고려하여 마하 5.5로 선정한다.
램제트 모드의 입력 값은 다음과 같다.
- 마하수 및 고도에 따른 압력, 온도
- 흡입구 기체 상수(
) : 1.4
- 연소기 기체 상수(
) : 1.238
- 흡입구 램프 각도 : (11.5°, 13.5°) 또는 (11.5°, 13.5°, 13°, 14°)
- 연소기 팽창각(확장연소기 case) : 2°
- 당량비(확장연소기 case) : 초기값 입력 후 자동 계산
흡입구를 통하여 유입된 유동(Section 4)의 물성치는 아래와 같이 가정되고, 계산된다.
○ 마하 3.0- 마하 3.5
- 2회의 경사 충격파, 격리부에서의 1회의 수직 충격파를 거침
○ 마하 3.5- 마하 5.5
- 4회의 경사 충격파, 격리부에서의 1회의 수직 충격파를 거침
도 7의 제어 체적 I에서 일정 단면적 연소기의 경우 출구(section 6)의 물성치는 Rayliegh 관계식에 의하여 다음과 같이 계산된다.
노즐 물성치 및 추력은 이젝터 로켓 모드와 동일한 가정으로 계산한다.
표 5에 일정단면적 연소기를 가정했을 때의 램제트 모드 성능 결과를 정리하였다.
작동 마하수 3의 경우 다른 작동점과 흡입구 형상이 다르기 때문에 특성을 파악하기 힘들다. 따라서 다른 작동점과 동일하게 4개의 경사 충격파를 거쳤을 때의 계산도 수행하였다.
작동 마하수가 낮을수록 연소기 입구로 유입되는 속도는 마하 1에 가깝다. 따라서 작은 당량비에서도 마하 1이 되어버리며 따라서 마하수가 작을수록 비 임펄스가 개선되는 양상을 보이지만 추력 발생분은 매우 작다. 따라서 더 많은 연료를 투입하기 위해서는 연소기 단면적을 확장할 필요가 있다.
면적 변화를 동반한 연소기 성능 계산식은 아래 식을 이용하였다.
여기서
를 대입하고 
를 곱하면
면적 변화와 관련하여 연소기 형상은 사각 단면으로 가정한다. 초기 너비(
)와 높이(
)를 1m로 고정하고 확장각을 
로 하면 길이 방향 면적 변화식은 아래와 같이 표현된다.
정압 비열 변화가 없다고 가정시 엔탈피 변화는
로 표현될 수 있다. 에너지 방정식을 적용하면 연소기 입구와 출구사이의 전온도 상승분과 연료 발열량은 아래와 같이 표현할 수 있다.
와 
를 상기 식에 대입하면 면적과 엔탈피 변화에 따른 마하수 변화를 구할 수 있다. 연소기 확장각은 2.0도로 지정, 마하수는 1.0 근방에서 종료하도록 하였으며, 최종적으로 투입된 연료 유량 및 당량비를 계산하도록 하였다. 그 결과를 표 6에 정리하였다.
표 5와 비교하여 확장 연소기를 채택했을 때 좋은 성능을 보임을 확인할 수 있었다. 확장각을 5도로 할 경우 표7과 같이 계산되며 투입할 수 있는 연료량도 늘어나 추가적인 추력을 더 얻을 수 있었으나 고 마하수 영역에서 연소기 출구의 정온도가 4308K가 되어 재료가 버틸 수 없을 것이다. 따라서 적절한 확장각을 선정하는 작업이 필요하다.
다음으로, 스크램제트 모드에서의 RBCC 엔진의 작동에 대해서 설명한다. 스크램제트 모드는 엔진 전 영역이 초음속이다.
도 10은 스크램제트 모드에서 로켓과 이젝터 로켓 비 임펄스를 나타낸 그래프이고, 도 11는 스크램제트 모드에서 추력계수를 나타낸 그래프이다.
스크램제트 모드의 입력 값은 다음과 같다.
- 마하수 및 고도에 따른 압력, 온도
- 흡입구 기체 상수(
) : 1.4
- 연소기 기체 상수(
) : CEA로 계산
- 흡입구 램프 각도 : 11.5°, 15.5°, 13°, 14°
- 당량비
ㅇ 일정 면적(Constant Area) 연소기 : 초기값 입력 후 자동 계산
ㅇ 확장 면적 연소기 : 1.0
흡입구에서는 4개의 경사 충격파를 거쳐 점진적으로 정압력이 상승되도록 하였으며, 격리부에서는 압력 손실이 없다고 가정하였다.
연소기 파트의 수식전개에 앞서 이용된 인덱스는 다음과 같다.
: ratio of fuel injection axial velocity to 
, 0.5
: ratio of fuel injection total velocity to 
, 0.5
: burner effective drag coefficient, 0.1
: employs a reference temperature 
to estimate the absolute static enthalpy 
: absolute sensible enthalpy of fuel entering combustor, 0
일정 면적 연소기의 경우 각 구동 조건에 따라 내부로 유입될 수 있는 당량비에 한계가 있을 수 있다. 일정 량 이상 투입할 경우 연소기가 아음속이 되지 않도록 하는 당량비를 구한다.
운동량 보존 방정식 및 에너지 방정식을 이용하여
여기서
이 되는 최대 당량비를 계산한다.
질량 보존 방정식으로부터
일정 압력 연소기의 경우 다음과 같은 계산 과정을 거친다.
운동량 방정식으로부터
에너지 보존 방정식으로부터
질량 보존 방정식으로부터
나머지 물성치는 에너지 방정식을 통하여 구한다.
표8에 일정 단면적 연소기의 최대 당량비가 투입 되었을 때의 물성치를 정리하였다.
연소기 출구 마하수는 1에 가까우며 비행 마하수가 높아질수록 투입되는 당량비는 높아지고 있으며 Isp는 줄어들고 있다. 추력 계수의 경우 마하 6.4와 7.5 조건에서는 음의 값을 출력하고 있어 가속하지 못할 수도 있다.
또한 마하 8.7 이상에서는 연소기 출구 정온도가 4000K를 상회하고 있다. 따라서 적절한 연소기 면적 확장을 통하여 과도한 온도 상승을 방지하는 것이 필요하다. 마하 8 이상의 비행 영역에서는 로켓만으로 운용하거나 흡입구 형상 변화를 통하여 연소기 입구로 유입되는 유동 마하수를 상승시키는 것 등을 고려해야 할 것이다.
표.9는 일정 압력 연소기의 경우 계산 결과를 나타낸 것으로 두 가지 케이스에 대하여 계산을 하였다.
하나는 연소기 출구가 질식되지 않는 범위 내에서의 최대 당량비 조건에서의 물성치이며, 두 번째는 일정 당량비(1.5)에서의 물성치이다. 동일 당량비에서의 성능을 봤을 때 일정 면적 연소기에서 추력을 내지 못한 저 마하수 영역에서 좋은 성능을 보이고 있음을 확인할 수 있으나 고 마하수 영역에서는 마찬가지로 음의 추력을 내고 있다. 더 많은 추력을 내기 위해서는 더 많은 연료를 투입하여 해결할 수 있으나 연소기 출구 온도도 연료 투입 량과 비례하여 증가한다. 따라서 앞서 언급한 마하 8, 고도 30km 이상의 조건에서는 로켓 모드로 운용하는 것이 타당할 것이다.
도12는 RBCC 엔진의 Isp를 전 영역에 대하여 나타내었다.
아음속 영역에서는 이젝션에 의한 추력 증진 효과가 없으며 마하수가 증가할수록 Isp는 점진적으로 증가하며, 램모드의 마하 4 근방에서 가장 좋은 출력을 보인다. 그 후 감소하며, 스크램 모드에서도 점진적으로 감소하는 경향을 보인다. 아래와 같은 경향은 Kanda et al.,이 발표한 RBCC 엔진 Isp 결과 및 기 발표된 논문과도 유사한 양상을 보인다. Kanda 팀의 RBCC 엔진은 본 연구에서 채택한 엔진 형상과 유사한 형상을 하고 있다.
도 13을 참고하면, 일 실시예에 따른 RBCC 엔진의 추력 계수를 전 마하수 영역에 대하여 정리 하였고, 기존에 발표된 연구 논문과 비슷한 양상을 보이고 있음을 확인할 수 있다.
추력 계수의 경우 이젝터 로켓 모드에서 가장 좋은 성능을 보이고 있어 항력이 크게 작용하는 마하 1.9, 고도 11km까지의 영역 돌파에 이젝터 로켓 모드의 성능을 기대할 수 있다.
모드 천이가 이뤄지는 마하 3 조건(이젝터 로켓 모드, 램제트 모드), 마하 5.4 또는 마하 6.4 조건(램제트 모드, 스크램제트 모드)에서의 각 구성품 특성을 표 10과 표 11에 정리하였다.
마하 3에서의 모드 천이의 경우 추력 강하가 급격할 것으로 예상된다. 따라서 이를 극복하기 위한 조치가 필요할 것으로 생각된다. 예를 들어, 순차적으로 로켓 챔버 압력을 줄이는 경우와 같은 방법을 고려할 수 있다.
램제트 모드에서 스크램제트 모드로의 천이 작동점은 연소기 입구에서 과도한 온도 상승이 발생하는 마하 6.4 조건은 적절하지 않다. 따라서 마하 5.4 근방에서 모드 천이가 이뤄져야 할 것이다. 마하 6.4 천이에서 일정 면적 연소기를 적용할 경우, 당량비를 줄이는 과정에서 추력을 발생하지 못한다. 따라서 일정 면적 연소기보다 확장 연소기를 적용하는 것이 타당하다.
표 11은 마하 5.4 조건에서 확장 연소기를 적용했을 때의 결과를 정리한 것이나 확장 면적비가 동일하지 않다. 램제트 모드 해석의 경우 임의로 확장각도를 조정할 수 있으나 스크램제트 모드의 경우 조정이 불가능하다. 따라서 동일한 확장 면적에서 천이가 적절하게 이뤄질 수 있는지를 판단하기 위해서는 스크램제트 모드 해석에 개선이 필요할 것으로 판단된다.
본 해석은 고정된 엔진 형상이 아니라 한 작동점(마하수, 압력, 온도)에서 여러 가지 가정을 만족시키는 엔진 형상을 도출하는 형태로 이뤄졌다. 향후 엔진 형상을 고정하고 작동점 변화에 따른 성능 분석 작업이 필요할 것이다.
이상, 본 발명의 일실시예를 참조하여 설명했지만, 본 발명이 이것에 한정되지는 않으며, 다양한 변형 및 응용이 가능하다. 즉, 본 발명의 요지를 일탈하지 않는 범위에서 많은 변형이 가능한 것을 당업자는 용이하게 이해할 수 있을 것이다.
극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진(Rocket based combined cycle engine, 이하 'RBCC 엔진'이라 칭함 은 로켓과 공기 흡입식 추진기관이 결합된 형태의 엔진이다. 지상고도 정지 상태에서 출발, 마하 1.5 이하의 저속 영역에서는 로켓을 이용하며, 램 효과에 의한 공기 압축이 시작되는 마하 1.5 이상의 영역에서부터는 램제트 엔진, 스크램제트 엔진과 같은 고속 공기 흡입식 추진기관으로 추력을 얻는다. RBCC 엔진을 위성 발사체나 우주 비행기에 적용할 경우 재사용이 가능하기 때문에 기존의 천문학적 발사 비용을 감소시킬 수 있다.
일 실시예에 따라, 고도, 마하수에 따른 RBCC 엔진의 성능을 분석할 수 있다. RBCC 엔진은 앞서 언급한 대로 지상 고도, 정지 상태에서는 로켓을 사용한다. 로켓은 이젝션 소스로 대기 중의 공기를 흡입하여 로켓 추력과 더불어 흡입된 공기 및 추가적인 연소로 인한 추력 증진 효과를 얻을 수 있다.
종래 RBCC 엔진에서도 정지 상태에서 마하 3의 영역에서는 이젝터 로켓 모드, 마하 3에서 5의 영역은 램제트 모드, 마하 6 이상에서는 스크램제트 모드로 구분지어 성능해석을 한 사례가 있다.
일 실시예에 따라서, 본 속도 영역을 기초로 성능해석을 수행하였으며, 해석 결과에 따라서 각 모드가 작동하는 속도 영역을 조정하였다.
도 1은 일 실시예에 따라, 항공기 하측에 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진이 부착된 모습을 나타낸다. 상기 엔진은 비행체의 하단 또는 측면에 장착될 수 있다.
상기 비행체는 2차원 흡입구를 가진 직사각 단면 형상이 될 수 있다. 이에 따라, 비행체에 장착되는 엔진 형상도 직사각 형상이 될 수 있다.
엔진 내부에 장착된 로켓은 팽창비(A/A*) 3.52로, 로켓 엔진 2개를 횡으로, 즉 병렬 형태로 장착한 형상을 취할 수 있다. 로켓 팽창비 및 엔진 배치는 이젝터 로켓 모드 성능해석을 통하여 도출된 결과를 바탕으로 대략적인 형상을 결정할 수 있다.
로켓엔진의 챔버로는 액체 수소와 산소가 공급될 수 있고, 로켓의 성능은 CEA코드로 계산한다. 램제트 모드와 스크램제트 모드에서는 기체 수소를 연료로 사용한다.
도 2는 일 실시예에 따른 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 구조를 나타낸 사시도이다.
상기 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진은, 고속 흡입식 추진 기관 및 상기 추진 기관과 병렬로 배치되는 로켓을 포함하고, 상기 추진 기관은 순서대로 흡입구(intake), 격리부(isolator), 연소기(combustor), 및 노즐(nozzle)로 구성되며, 속도 영역에 따라, 마하 0 내지 3에서는 이젝터 로켓 모드, 마하 3 내지 5.4에서는 램제트 모드, 마하 5.4 내지 10에서는 스크램제트 모드, 마하 10 이상 또는 대기권 돌파시에는 로켓 모드로 작동되며, 상기 이젝터 로켓 모드 및 로켓 모드에서는 상기 추진 기관의 흡입구가 닫히고, 상기 로켓 및 상기 추진 기관은 직사각형 단면으로 구성될 수 있다. 상기 로켓의 출구는 상기 격리부의 출구와 같은 선상에 배치될 수 있다.
도 2에서, 0 내지 3의 영역은 흡입구가 배치되고, 3 내지 4의 영역에는 격리부와 로켓이 배치되며, 4와 ij는 각각 격리부 출구와 로켓 출구를 거쳐 엔진 내부로 유입된 유동의 정압력이 동일해지는 지점으로 이젝터 로켓 모드에서는 가상의 지점으로 램제트 모드와 스크램제트 모드에서는 실제 격리부 출구를 가리킨다.
또한, 4 내지 5 사이에는 연소기가 배치되고, 5는 연소기 출구, 6은 마하 1이 조성되는 노즐 입구로 스크램제트 모드를 제외한 모든 모드에서 마하 1이 될 수 있다. 6내지 7 사이에는 엔진 노즐이 배치되고, 7은 엔진 노즐 출구(내부 팽창구간)이며, 7 내지 8에서 비행체 노즐이 배치되고 8은 비행체 노즐 출구이다.
성능해석은 주어진 작동 조건(마하수, 고도)에서 몇 개의 가정과 제약 조건을 만족하는 엔진의 특성을 파악하는 것이 목적이므로 엔진의 기하학적 형상은 작동 조건에 대하여 유동적일 수 있다.
RBCC 엔진의 흡입구는 가변 흡입구로 구성될 수 있다.
마하 1 이하에서는 아음속 흡입구로 작동하며, 마하 1과 1.5 사이에서는 1회의 수직 충격파를 거쳐 유입될 수 있고, 마하 1.5 이상 1.9 영역에서는 비행체 전단(11° 경사)에서 발생한 1회의 경사충격파를 거쳐 흡입구 내부로 유입될 수 있다.
마하 1.9 내지 3.5 영역에서부터는 카울이 시동하는 구간으로 카울 경사 충격파 포함 2회의 경사충격파를 거쳐 내부로 유입될 수 있고, 마하 3.5 이상에서는 비행체 전단에서 2회(11.5°, 15.5°)의 경사 충격파, 카울(13°, 14°)에서 2회의 경사충격파를 발생하도록 흡입구 형상을 변경될 수 있다.
격리부는 아음속 영역에서는 흡입구 유로로 작동하며 마하 1 이상의 이젝터 로켓 모드와 램제트 모드에서는 노말 쇼크 트레인(Normal shock train)을 거쳐 1회의 수직 충격파가 발생할 수 있다. 램제트 모드에서는 노말 쇼크 트레인을 구현하기 위하여 연료량을 늘려 연소기 내부 압력을 상승시킬 필요가 있다. 이 때 과도한 압력 상승으로 흡입구 불시동이 나지 않아야 할 필요가 있다. 스크램제트 모드에서는 격리부에 의한 압력 상승 효과는 미미할 수 있다.
연소기는 기본적으로는 일정 면적(Constant Area)로 선택하여 면적 변화가 엔진 성능해석에 주는 효과를 배재하도록 하였다. 그러나 추가 연소로 인한 추력 증진 효과도 고려할 수 있도록 면적 변화 모델도 계산할 수 있다. 전 유동 경로(flow path)가 초음속인 스크램제트 모드를 제외하고는 연소기 출구에서는 마하 1이 될 수 있다. 그러나 이를 위하여 노즐 목(physical throat)을 설치하는 것은 스크램제트 모드에서 성능 저하를 부를 수 있으므로, 이젝터 로켓 모드와 램제트 모드에서 연료 분사와 연소로 열목(thermal throat)이 조성될 수 있다.
엔진 노즐의 출구 면적은 배출된 유동 정압력이 대기압과 같아질 때, 즉 완전히 팽창(fully expansion) 되었을 때의 면적이 될 수 있다. 예를 들어 이젝터 로켓 모드에서 마하 3 조건일 경우 노즐 팽창비(Aexit/A*)는 약 9.2가 된다.
엔진 노즐 팽창비로 이를 만족시키지 못할 경우 비행체 노즐을 통해 필요 팽창비를 만족시킬 수 있다.
각 구성품의 효율은 [표 1]과 같이 가정할 수 있다.
위의 효율은 단열 압축 효율, 연소효율, 단열 팽창 효율로 다음과 같은 수식으로 표현된다.
여기서
고도가 높아질 경우 연소기 내부의 화염이 외부로 유출될 수 있으며, 고도가 낮을 경우 비행체의 구조 한계와 가까워지기 때문에 RBCC 엔진의 비행 영역이 동압력 500-2000 lbf/ft^2(24-96 kPa)구간에 분포할 수 있다.
이를 기초로 RBCC 엔진이 도 2과 같이 동압력 50 kPa(1044.3lbf/ft^2)를 따라 상승할 때를 대상으로 성능해석을 수행하였다. 각 구간 별 압력과 온도는 [표 2]에 정리하였다.
도 3는 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 비행 궤적을 나타낸 그래프이다. 마하수에 따른 고도의 상승은 기울기가 점차 줄어드는 궤적을 나타낸다.
다음으로, 이젝터 로켓 모드에서의 RBCC 엔진의 작동에 대해서 설명한다.
도 4는 이젝터 로켓 모드에서 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 제어 체적을 나타내며, 이젝터 로켓 모드에서 엔진 내부로 유입되는 2개의 유동이 혼합되어 연소기로 배출되는 과정을 나타낸다.
RBCC 엔진의 이젝터 로켓 모드의 경우 연소기로 유입되는 유동이 로켓 유동(1차 유동)과 로켓으로 인하여 유입되는 유동(2차 유동)이 내부에서 혼합된다.
팽창비(A/A*)가 3.52인 로켓의 경우 챔버 압력이 12 MPa일 경우 노즐 출구 정압력은 480 kPa로 과소 팽창한 상태로 배출된다. 따라서 엔진 연소기 내부에서 추가로 팽창할 것이다. 팽창 과정에서 1차 유동과 2차 유동은 서로 운동량 교환을 하면서 혼합 과정을 거쳐 최종적으로는 2개 유동의 정압력이 같아지게 된다. 본 연구에서는 1차 유동이 2차 유동의 정압력과 동일해 지는 지점부터 연소기 출구에서 마하 1이 되는 지점까지를 제어 체적으로 선정하였다.
이젝터 로켓 모드의 입력 값은 다음과 같다. 로켓의 물성치는 CEA 코드를 통하여 계산된 값을 활용하였다.
- 마하수 및 고도에 따른 압력, 온도
- 로켓 노즐 전압력(
- 로켓 노즐 전온도(
- 로켓 노즐 목 면적 대비 연소기 면적(
- 로켓 정압 비열(
- 로켓 기체 상수(
- 로켓 당량비 : 3
- 흡입구 1차 램프 각도 : 11°
- 흡입구 2차 램프 각도 : 11°
흡입구를 통하여 유입된 유동(Section 4)의 물성치는 아래와 같이 가정되고, 계산된다.
○ 정지상태 - 마하 1
- 정압력은 대기압으로 가정함.
○ 마하 1 - 마하 1.5
- 흡입구 unstart 상태로, 1회의 수직충격파를 거친 후 내부로 유입됨
○ 마하 1.5 - 마하 1.9
- 비행체(11.5° 경사 램프)에서 발생한 1회의 경사 충격파를 거쳐 내부로 유입됨. 카울은 시동하지 않은 상태로 격리부에서의 1회의 수직충격파를 거친 후 연소기로 유입됨
○ 마하 1.9 - 마하 3.0
- 카울이 시동하는 영역으로 2회의 경사 충격파, 격리부에서의 1회의 수직 충격파를 거침
제어 체적에서 로켓 유동(ij section)의 물성치는 다음과 같이 계산된다.
ij section의 마하수가 결정되면
위의 과정을 통해서 연소기 내부로 유입되는 1차 유동과 2차 유동의 물성치가 계산된다.
일정 단면적 연소기일 경우 Section 6의 물성치는 질량 보존식과 에너지 방정식으로부터 다음과 같이 구해진다.
위의 물성치가 아래 운동량 방정식을 만족하지 않을 경우 로켓 전압력을 높이거나 낮춰 상기 계산과정을 반복 계산한다.
확장 면적 연소기의 경우 운동량 방정식과 질량 보존식을 이용하여 section 6의 정압력을 구한다.
노즐 출구(Section 8) 정압력이 대기압과 같다고 가정하면 마하수와 노즐 출구 면적은 아래와 같이 구해진다.
로켓과 이젝터 로켓 비 임펄스는 아래와 같이 구해진다.
추력 계수는 다음과 같다.
비행 궤적에 따른 일정 면적 엔진의 물성치 변화를 표 3에 정리하였다.
마하 0.5와 1.0을 제외하고는 이젝터 로켓 모드에서 로켓 성능을 상회하는 Isp가 발생하고 있어 추력 증진 효과가 있음을 알 수 있다. 그러나 로켓 챔버의 전압력이 입력값 5MPa을 훨씬 상회하고 있다.
이는 일정 면적 연소기 출구에서 마하 1이라는 조건을 충족하기에 로켓 출구 마하수가 더 커야 하거나, 물리적인 목(physical throat)이 필요하다는 뜻이다.
표 4에 챔버 전압력을 5MPa로 유지했을 때 Physical throat(A5/A0)의 크기와 성능을 정리하였다.
도 5를 참고하면, Isp의 경우 일정 면적 연소기에 비하여 향상되었음을 알 수 있다. 이는 바이패스 되어 들어온 유량의 비가 상대적으로 크기 때문이다. 반면 추력 계수는 줄어들었음을 확인할 수 있다. physical throat의 경우 앞서 언급한 대로 스크램 모드에서 유로 내에 질식이 쉽게 될 수 있기 때문에 광범위한 영역에서 구동하기 위해서 위치하지 않아야 한다. 따라서 이젝터 로켓 모드에서 추력을 얻기 위해서는 로켓 챔버 전압 력을 제어할 수 있어야 한다.
본 성능해석에서는 혼합 영역에서 추가적인 연료 분사는 고려하지 않았다. 이는 순수하게 로켓 분사로 인한 이젝션 효과를 보기 위함이다. 따라서 추가적인 연료 분사 및 연소로 인한 추력 증진도 기대할 수 있다. .
다음으로, 램제트 모드에서의 RBCC 엔진의 작동에 대해서 설명한다.
도 6 및 도 7은, 램제트 모드에서 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진의 제어 체적I을 및 제어 체적II를 각각 도시한다.
램제트 모드에서는 초음속의 유동이 흡입구를 거쳐 아음속 상태로 연소기 내부에서 유입, 연소되고 연소기 출구에서 마하 1이 되도록 하여 노즐을 거쳐 추력을 얻을 수 있다.
램제트 모드의 작동 하한은 램 압축이 시작되는 시점 즉 마하수에 의하여 결정되며, 작동 상한은 흡입구 출구 또는 연소기 입구에서의 유동 정온도로 결정될 수 있다.
도 8는 램제트 모드에서 로켓과 이젝터 로켓 비 임펄스를 나타낸 그래프이고, 도 9은 램제트 모드에서 추력계수를 나타낸 그래프이다.
흡입구에서 다수의 충격파를 거치면서 유동의 정온도는 점진적으로 상승하게 되는데 이 때 온도가 약 1500K를 넘게 되면 공기가 해리되어 흡열 반응이 진행되어 엔진 성능을 떨어뜨리게 된다. 일 실시예에서는, 램제트 모드의 작동 하한을 마하 3으로 설정하였고, 상한 조건은 연소기 입구 정온도 1560K가 되는 시점을 한계로 설정하고 고도 15-20km 영역을 비행한다고 가정한 후 아래와 같이 계산하였다.
여기서
램제트 모드의 상한은 격리부에서의 온도 상승을 고려하여 마하 5.5로 선정한다.
램제트 모드의 입력 값은 다음과 같다.
- 마하수 및 고도에 따른 압력, 온도
- 흡입구 기체 상수(
- 연소기 기체 상수(
- 흡입구 램프 각도 : (11.5°, 13.5°) 또는 (11.5°, 13.5°, 13°, 14°)
- 연소기 팽창각(확장연소기 case) : 2°
- 당량비(확장연소기 case) : 초기값 입력 후 자동 계산
흡입구를 통하여 유입된 유동(Section 4)의 물성치는 아래와 같이 가정되고, 계산된다.
○ 마하 3.0- 마하 3.5
- 2회의 경사 충격파, 격리부에서의 1회의 수직 충격파를 거침
○ 마하 3.5- 마하 5.5
- 4회의 경사 충격파, 격리부에서의 1회의 수직 충격파를 거침
도 7의 제어 체적 I에서 일정 단면적 연소기의 경우 출구(section 6)의 물성치는 Rayliegh 관계식에 의하여 다음과 같이 계산된다.
노즐 물성치 및 추력은 이젝터 로켓 모드와 동일한 가정으로 계산한다.
표 5에 일정단면적 연소기를 가정했을 때의 램제트 모드 성능 결과를 정리하였다.
작동 마하수 3의 경우 다른 작동점과 흡입구 형상이 다르기 때문에 특성을 파악하기 힘들다. 따라서 다른 작동점과 동일하게 4개의 경사 충격파를 거쳤을 때의 계산도 수행하였다.
작동 마하수가 낮을수록 연소기 입구로 유입되는 속도는 마하 1에 가깝다. 따라서 작은 당량비에서도 마하 1이 되어버리며 따라서 마하수가 작을수록 비 임펄스가 개선되는 양상을 보이지만 추력 발생분은 매우 작다. 따라서 더 많은 연료를 투입하기 위해서는 연소기 단면적을 확장할 필요가 있다.
면적 변화를 동반한 연소기 성능 계산식은 아래 식을 이용하였다.
여기서
면적 변화와 관련하여 연소기 형상은 사각 단면으로 가정한다. 초기 너비(
정압 비열 변화가 없다고 가정시 엔탈피 변화는
표 5와 비교하여 확장 연소기를 채택했을 때 좋은 성능을 보임을 확인할 수 있었다. 확장각을 5도로 할 경우 표7과 같이 계산되며 투입할 수 있는 연료량도 늘어나 추가적인 추력을 더 얻을 수 있었으나 고 마하수 영역에서 연소기 출구의 정온도가 4308K가 되어 재료가 버틸 수 없을 것이다. 따라서 적절한 확장각을 선정하는 작업이 필요하다.
다음으로, 스크램제트 모드에서의 RBCC 엔진의 작동에 대해서 설명한다. 스크램제트 모드는 엔진 전 영역이 초음속이다.
도 10은 스크램제트 모드에서 로켓과 이젝터 로켓 비 임펄스를 나타낸 그래프이고, 도 11는 스크램제트 모드에서 추력계수를 나타낸 그래프이다.
스크램제트 모드의 입력 값은 다음과 같다.
- 마하수 및 고도에 따른 압력, 온도
- 흡입구 기체 상수(
- 연소기 기체 상수(
- 흡입구 램프 각도 : 11.5°, 15.5°, 13°, 14°
- 당량비
ㅇ 일정 면적(Constant Area) 연소기 : 초기값 입력 후 자동 계산
ㅇ 확장 면적 연소기 : 1.0
흡입구에서는 4개의 경사 충격파를 거쳐 점진적으로 정압력이 상승되도록 하였으며, 격리부에서는 압력 손실이 없다고 가정하였다.
연소기 파트의 수식전개에 앞서 이용된 인덱스는 다음과 같다.
일정 면적 연소기의 경우 각 구동 조건에 따라 내부로 유입될 수 있는 당량비에 한계가 있을 수 있다. 일정 량 이상 투입할 경우 연소기가 아음속이 되지 않도록 하는 당량비를 구한다.
운동량 보존 방정식 및 에너지 방정식을 이용하여
여기서
질량 보존 방정식으로부터
일정 압력 연소기의 경우 다음과 같은 계산 과정을 거친다.
운동량 방정식으로부터
에너지 보존 방정식으로부터
질량 보존 방정식으로부터
나머지 물성치는 에너지 방정식을 통하여 구한다.
표8에 일정 단면적 연소기의 최대 당량비가 투입 되었을 때의 물성치를 정리하였다.
연소기 출구 마하수는 1에 가까우며 비행 마하수가 높아질수록 투입되는 당량비는 높아지고 있으며 Isp는 줄어들고 있다. 추력 계수의 경우 마하 6.4와 7.5 조건에서는 음의 값을 출력하고 있어 가속하지 못할 수도 있다.
또한 마하 8.7 이상에서는 연소기 출구 정온도가 4000K를 상회하고 있다. 따라서 적절한 연소기 면적 확장을 통하여 과도한 온도 상승을 방지하는 것이 필요하다. 마하 8 이상의 비행 영역에서는 로켓만으로 운용하거나 흡입구 형상 변화를 통하여 연소기 입구로 유입되는 유동 마하수를 상승시키는 것 등을 고려해야 할 것이다.
표.9는 일정 압력 연소기의 경우 계산 결과를 나타낸 것으로 두 가지 케이스에 대하여 계산을 하였다.
하나는 연소기 출구가 질식되지 않는 범위 내에서의 최대 당량비 조건에서의 물성치이며, 두 번째는 일정 당량비(1.5)에서의 물성치이다. 동일 당량비에서의 성능을 봤을 때 일정 면적 연소기에서 추력을 내지 못한 저 마하수 영역에서 좋은 성능을 보이고 있음을 확인할 수 있으나 고 마하수 영역에서는 마찬가지로 음의 추력을 내고 있다. 더 많은 추력을 내기 위해서는 더 많은 연료를 투입하여 해결할 수 있으나 연소기 출구 온도도 연료 투입 량과 비례하여 증가한다. 따라서 앞서 언급한 마하 8, 고도 30km 이상의 조건에서는 로켓 모드로 운용하는 것이 타당할 것이다.
도12는 RBCC 엔진의 Isp를 전 영역에 대하여 나타내었다.
아음속 영역에서는 이젝션에 의한 추력 증진 효과가 없으며 마하수가 증가할수록 Isp는 점진적으로 증가하며, 램모드의 마하 4 근방에서 가장 좋은 출력을 보인다. 그 후 감소하며, 스크램 모드에서도 점진적으로 감소하는 경향을 보인다. 아래와 같은 경향은 Kanda et al.,이 발표한 RBCC 엔진 Isp 결과 및 기 발표된 논문과도 유사한 양상을 보인다. Kanda 팀의 RBCC 엔진은 본 연구에서 채택한 엔진 형상과 유사한 형상을 하고 있다.
도 13을 참고하면, 일 실시예에 따른 RBCC 엔진의 추력 계수를 전 마하수 영역에 대하여 정리 하였고, 기존에 발표된 연구 논문과 비슷한 양상을 보이고 있음을 확인할 수 있다.
추력 계수의 경우 이젝터 로켓 모드에서 가장 좋은 성능을 보이고 있어 항력이 크게 작용하는 마하 1.9, 고도 11km까지의 영역 돌파에 이젝터 로켓 모드의 성능을 기대할 수 있다.
모드 천이가 이뤄지는 마하 3 조건(이젝터 로켓 모드, 램제트 모드), 마하 5.4 또는 마하 6.4 조건(램제트 모드, 스크램제트 모드)에서의 각 구성품 특성을 표 10과 표 11에 정리하였다.
마하 3에서의 모드 천이의 경우 추력 강하가 급격할 것으로 예상된다. 따라서 이를 극복하기 위한 조치가 필요할 것으로 생각된다. 예를 들어, 순차적으로 로켓 챔버 압력을 줄이는 경우와 같은 방법을 고려할 수 있다.
램제트 모드에서 스크램제트 모드로의 천이 작동점은 연소기 입구에서 과도한 온도 상승이 발생하는 마하 6.4 조건은 적절하지 않다. 따라서 마하 5.4 근방에서 모드 천이가 이뤄져야 할 것이다. 마하 6.4 천이에서 일정 면적 연소기를 적용할 경우, 당량비를 줄이는 과정에서 추력을 발생하지 못한다. 따라서 일정 면적 연소기보다 확장 연소기를 적용하는 것이 타당하다.
표 11은 마하 5.4 조건에서 확장 연소기를 적용했을 때의 결과를 정리한 것이나 확장 면적비가 동일하지 않다. 램제트 모드 해석의 경우 임의로 확장각도를 조정할 수 있으나 스크램제트 모드의 경우 조정이 불가능하다. 따라서 동일한 확장 면적에서 천이가 적절하게 이뤄질 수 있는지를 판단하기 위해서는 스크램제트 모드 해석에 개선이 필요할 것으로 판단된다.
본 해석은 고정된 엔진 형상이 아니라 한 작동점(마하수, 압력, 온도)에서 여러 가지 가정을 만족시키는 엔진 형상을 도출하는 형태로 이뤄졌다. 향후 엔진 형상을 고정하고 작동점 변화에 따른 성능 분석 작업이 필요할 것이다.
이상, 본 발명의 일실시예를 참조하여 설명했지만, 본 발명이 이것에 한정되지는 않으며, 다양한 변형 및 응용이 가능하다. 즉, 본 발명의 요지를 일탈하지 않는 범위에서 많은 변형이 가능한 것을 당업자는 용이하게 이해할 수 있을 것이다.
Claims (9)
- 고속 흡입식 추진 기관 및 상기 추진 기관과 병렬로 배치되는 로켓을 포함하고,
상기 추진 기관은 순서대로 흡입구, 격리부, 연소기, 및 노즐을 포함하며,
상기 로켓의 출구는 상기 격리부의 출구와 같은 선상에 배치되고,
속도 영역에 따라, 마하 0 내지 3에서는 이젝터 로켓 모드, 마하 3 내지 5.4에서는 램제트 모드, 마하 5.4 내지 10에서는 스크램제트 모드, 마하 10 이상 또는 대기권 돌파시에는 로켓 모드로 작동하고,
상기 로켓 모드에서는 상기 추진 기관의 흡입구가 닫히고,
상기 이젝터 로켓 모드에서 상기 엔진이 작동할 때, 로켓 유동과 상기 로켓으로 인하여 유입되는 유동으로 구성되는 2개의 유동이 상기 연소기 내로 혼합되어 상기 연소기로부터 배출되는,
극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진.
- 삭제
- 제 1항에 있어서,
상기 격리부와 연소기 사이의 경계는, 상기 격리부 출구와 상기 로켓 출구를 거쳐 상기 엔진 내부로 유입된 유동의 정압력이 동일해지는 지점인 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진.
- 제 1항에 있어서,
상기 엔진의 흡입구는 가변 흡입구이고, 마하 1 이하에서는 아음속 흡입구로 작동하며, 마하 1과 1.5 사이에서는 1회의 수직 충격파를 거쳐 공기가 유입되는 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진.
- 삭제
- 제 1항에 있어서,
상기 추진 기관의 노즐의 출구 면적은 배출된 유동 정압력이 대기압과 같아질 때의 면적이 되도록 선택되는 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진.
- 제 1항에 있어서,
상기 램제트 모드에서 상기 엔진이 작동할 때, 노말 쇼크 트레인(Normal shock train)을 구현하기 위하여 연료량을 늘려 연소기 내부 압력을 상승시키는 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진.
- 제 1항에 있어서,
상기 이젝터 로켓 모드와 램제트 모드에서 상기 엔진이 작동할 때, 연료 분사와 연소로 열목(thermal throat)이 조성되는 복합 사이클 엔진.
- 제 1항에 있어서,
상기 엔진은 비행체의 하단 또는 측면에 장착되는 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진.
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109214061A (zh) * | 2018-08-10 | 2019-01-15 | 西安理工大学 | 一种超燃冲压发动机隔离段截面渐变优化设计方法 |
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- 2014-12-12 KR KR1020140179177A patent/KR101616647B1/ko active IP Right Grant
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| CN109214061B (zh) * | 2018-08-10 | 2019-08-16 | 西安理工大学 | 一种超燃冲压发动机隔离段截面渐变优化设计方法 |
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