KR20090055412A - 초음속 유동장 내 공동을 이용한 연료-공기 혼합 구조 - Google Patents

Abstract

본 발명은 스크램제트와 같은 추진체에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 마하 1 이상의 초음속으로 비행하는 항공기에 사용되는 램제트(ramjet) 엔진의 일종으로 성능을 크게 향상시킨 스크램제트 등과 같은 추진체에서 연료 및 공기를 혼합하기 위한 구조에 관한 것이다.

본 발명은 초음속의 공기를 흡입하여 연료를 혼합하고 연소하여 배출함으로써 추진력을 얻는 추진체로서, 초음속의 공기를 흡입하는 흡입경로에 형성된 연료분사부와; 상기 흡입경로를 기준으로 상기 연료분사부 후측에 추진체의 내측 표면으로부터 수직으로 요입되어 형성되는 공동부를 포함하며, 상기 공동부는 상기 흡입경로와 평행하게 형성된 평행구간과 상기 평행구간 후에 연결되어 상기 흡입경로와 경사를 이루는 경사구간을 포함하는 것을 특징으로 하는 추진체를 개시한다.

초음속, 스크램제트, 혼합

Description

초음속 유동장 내 공동을 이용한 연료-공기 혼합 구조 {Structure for mixing fuel-air by using a cavity in ultrasonic flow field}

본 발명은 스크램제트와 같은 추진체에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 마하 1 이상의 초음속으로 비행하는 항공기에 사용되는 램제트(ramjet) 엔진의 일종으로 성능을 크게 향상시킨 스크램제트 등과 같은 추진체에서 연료 및 공기를 혼합하기 위한 구조에 관한 것이다.

도 1은 스크램제트의 개념을 보여주는 개념도이다.

극초음속 공기흡입 추진기관인 스크램제트 엔진은 도 1에 도시된 바와 같은 형상을 가지며, 비행 마하수 5이상의 속도 영역에서 운용되는 추진 시스템이다. 공기흡입구에 형성되는 경사충격파에 의하여 유입 공기를 압축, 가열하게 되며 추진체 내부에서 충격파 유도 점화, 충격파 유도 초음속 연소 과정을 거쳐 에너지를 공급하여 추진력을 얻는 장치이다.

스크램제트 엔진은 저 비용의 우주 발사체와 극초음속 순항 항공기 및 유도무기 시스템으로의 활용가능성에 밝은 전망을 보이고 있고 차세대 추진기관으로서 주목받고 있다. 스크램제트 엔진의 개발은 다섯 가지 기술의 기반성을 제시할 수 있다.

즉 1) 우주발사비용저감을 위한 신 추진기관으로서의 스크램제트 엔진 개발, 2) 항공여행시간 단축으로 전세계 1일 생활권을 이룰 수 있는 21세기의 극초음속 민간항공기의 추진기관 개발, 3) 무인 극초음속 전투기의 추진기관 개발, 4) 고운동에너지 국방기술로 요약될 수 있는 극초음속 미사일의 신 추진기관 개발로 국방력 확대에 기여, 5)선도적 우주추진기술의 습득으로 과학기술 분야의 세계적 지위 확보로 대별될 수 있다.

민수분야에 있어서 최근에는 지구저궤도 인공위성 (LEO-S)의 수요가 급격하게 신장되고 있으며, 초소형위성의 장래시장성을 향후 10년 이내에 주요한 상품으로 취급하고 이를 개발하려는 국가적 연구사업이 미국, 유럽, 일본 등지에서 진행되고 있다.

여기서 이와 같은 다량의 인공위성을 지구저궤도에 진입시키는 신기술로서 지구대기권 (약 100 km 고도)내를 비행하는 동안에는 대기권의 공기 중의 산소를 산화제로 사용하는 공기흡입 추진기관인 스크램제트 엔진을 사용하면 로켓발사체의 추진제에 함유된 막대한 양의 산화제를 대기 중의 산소로 대체하게 되어 우주비행선의 총중량을 상당히 저감할 수 있으므로, 이를 탑재체 중량으로 이전하면, 현재의 발사비용에 비하여 약 1/10 이하로 저감할 수 있게 되어 우주산업에서도 대량생산체제의 이점이 부각될 수 있는 핵심기술이 될 수 있다.

그리고 항공기부문에 있어서도 스크램제트 엔진을 사용한 극초음속 항공기가 순항속도 마하 10 (시속 약 10,000 km/h)으로 지구대기권의 끝자락과 우주 초입부 근처를 비행하면 세계 어느 곳도 2시간 이내에 도달할 수 있다.

국방 분야에 있어서 장래에는 적정 초고속 정찰과 주요 적시설, 장거리 적기 등에 대한 신속한 대응, 초기제압 등을 위하여 무인극초음속 전투기가 요청되며 은폐가 잘된 매우 견고한 지하방공요새와 같은 적정 주요군사시설, 장갑방호능력이 우수한 적 주요화기 등을 제압할 수 있는 극초음속 고운동 에너지 국방기술이 요청되고 있으며, 이 또한 무기체제의 효율성, 중량 경감성, 탄두운반능력 등의 종합적인 관점에서 스크램제트 엔진이 가장 유력한 추진기관이다.

그러나 이러한 스크램제트 엔진 개발에 있어 최대의 난점은 연소기 개발에 있다고 해도 과언이 아니다. 즉, 스크램제트 엔진 내에서 일어나는 초음속 연소는 일반적인 운송 수단에서 발생하는 연소 현상과는 달리, 연료-공기의 효율적인 혼합, 안정적인 화염의 유지, 공기 물질 저감 및 소음 저감들의 문제가 해결되어야 한다. 그 중에서도 엔진 구동에 가장 영향을 끼치는 문제는 연소기내로 유입되는 연료와 공기의 유동 속도이다. 초음속으로 유입된 공기가 연소기내에 머무르는 시간은 살펴보면, 연소기 내부에서 속도가 마하 1.5, 약 500 m/s이고 연소기의 길이가 1 m라고 가정하면, 연소기 내 공기의 체류시간은 고작 0.002초이다. 따라서 이 시간동안 연료와 공기가 효율적으로 혼합되어야 초음속 연소를 유도할 수 있고, 비로소 엔진으로서의 역할을 할 수 있게 되는 것이다. 따라서 최대의 추진력을 얻기 위해서는 과도한 공기 저항 없이 연소 가능한 연료-공기 혼합기를 생성시킬 수 있는 효과적인 연료-공기 혼합 방법이 요구된다.

도 2는 종래의 스크램제트 엔진에서 사용되고 있는 가장 일반적인 연료-공기 혼합방법을 보여주는 개념도이다.

현재 스크램제트 엔진 개발에 사용되고 있는 가장 일반적인 연료-공기 혼합 방법은 도 2에 도시된 바와 같이, 연소기 벽면에서 수직으로 분사(수직분사)하는 것이다.

상기와 같은 수직분사는 구조적으로 가장 간단한 형태이고 침투율이 높은 장점이 있으나 높은 연료 분사 압력으로 인해 연료분사부의 분사구 앞에서 궁형충격파가 발생하고 이로 인한 전압력 손실을 가져와 결국 추력의 감소로 이어지게 되는 큰 단점이 있다. 또한 구조적으로 간단한 반면 유도되는 유동형태는 가장 복잡한 특징을 가진다.

본 발명의 목적은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 연료분사부 후에 형성되는 공동(cavity)에 경사구간을 형성함으로써 충격파, 고조파 등의 발생을 감소시켜 보다 증대된 연료-공기 혼합을 유도할 수 있는 초음속 유동장 내 공동을 이용한 연료-공기 혼합 구조를 가지는 추진체를 제공하는 데 있다.

본 발명의 다른 목적은 연료를 분사하는 연료분사부의 분사구를 공기의 흡입경로에 대하여 경사를 이루도록 형성함으로써 연료분사부 주변에 궁형충격파의 발생을 방지할 수 있는 초음속 유동장 내 공동을 이용한 연료-공기 혼합 구조를 가지는 추진체를 제공하는 데 있다.

본 발명은 상기와 같은 본 발명의 목적을 달성하기 위하여 창출된 것으로서, 본 발명은 초음속의 공기를 흡입하여 연료를 혼합하고 연소하여 배출함으로써 추진력을 얻는 추진체로서, 초음속의 공기를 흡입하는 흡입경로에 형성된 연료분사부와; 상기 흡입경로를 기준으로 상기 연료분사부 후측에 추진체의 내측 표면으로부터 수직으로 요입되어 형성되는 공동부를 포함하며, 상기 공동부는 상기 흡입경로와 평행하게 형성된 평행구간과 상기 평행구간 후에 연결되어 상기 흡입경로와 경사를 이루는 경사구간을 포함하는 것을 특징으로 하는 추진체를 개시한다.

상기 연료분사부는 상기 흡입경로의 진행방향 쪽으로 경사를 이루어 분사되도록 경사를 이루어 형성될 수 있다.

상기 연료분사부는 상기 흡입경로와 이루는 경사각이 10˚ 내지 20˚인 것이 바람직하며, 상기 흡입경로와 이루는 경사각이 15˚인 것이 보다 바람직하다.

상기 경사구간은 상기 흡입경로와 20˚ 내지 25˚의 경사각을 이루는 것이 바람직하며, 상기 경사구간은 상기 흡입경로와 22.5˚의 경사각을 이루는 것이 보다 바람직하다.

상기와 같은 추진체는 스크램제트엔진으로 구성될 수 있다.

본 발명에 따른 추진체는 연료분사부 후에 형성되는 공동에 경사구간을 형성함으로써 공동의 앞전에서 박리된 전단층이 공동 뒷전 끝에 직접 부딪히는 것을 방지하여 압력상승을 감소시켜 강한 충격파가 발생되는 것을 방지하고, 고조파의 발생을 감소시켜 보다 증대된 연료-공기 혼합을 유도할 수 있는 이점이 있다.

본 발명에 따른 추진체는 연료를 분사하는 연료분사부의 분사구를 공기의 흡입경로에 대하여 경사를 이루도록 형성됨으로써 연료분사구 주변에 궁형충격파의 발생을 방지할 수 있는 이점이 있다.

이하 본 발명에 따른 추진체에 관하여 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명하면 다음과 같다.

본 발명은 종래의 이러한 문제점을 해결하기 위하여, 추진체를 구성하는 연소기 내에 공동을 설치하고, 공동 이전에서 연료를 분사함으로써 종래에 비해 보다 증대된 연료-공기 혼합 방법을 제공하는 것을 특징으로 한다.

한편 공동 내부에서의 유동은 주로 난류 전단층에 의한 압력 진동 현상(pressure fluctuation) 및 공동의 기하학적 형상과 외부 유동 조건에 의해 결정되는 불연속적인 공진(resonance) 현상으로 특징지을 수 있다.

도 3은 공동의 기본형상을 보여주는 개념도이다.

그리고 공동의 기본 형상은 도 3에 도시된 바와 같으며, 공동으로 인해 발생되는 유동의 특징을 공동의 형상 중 길이(L)와 깊이(D)를 이용한 길이-깊이 비(L/D)로써 구별 지을 수 있다.

도 4a 및 도 4b는 L/D 값에 따른 개방형 공동과 폐쇄형 공동을 보여주는 개념도들이다.

한편 공동 유동은 도 4a 및 도 4b에 도시된 바와 같이, L/D 값에 따라서 개방형 공동과 폐쇄형 공동으로 나눌 수 있다.

두 가지 모두 공동의 앞부분(앞전)에서 전단층이 분리가 되고 공동이 뒷부분(뒷전)에서 다시 만나게 되는데, 개방형 공동은 뒷전에서의 압력 피드백(feedback)에 의한 종방향(공동 길이 방향) 진동이 주로 발생하고, 폐쇄형 공동은 공진하는 파(resonant wave)의 효과에 의한 횡방향(공동 높이 방향)의 압력 진동이 일어나게 된다.

따라서 연소기 내에 공동이 존재하는 경우 연료-공기 혼합은 음향적 교란에 의해 증진되고, 혼합 증진 정도는 공동의 형상에 의해 결정된다.

그러나 단면이 사각형 형상인 공동은 일련의 연속된 진동 모드인 고조파(harmonic frequencies)가 발생하기 때문에, 유동이 불안정해지고 또한 연소기 내에서 불안정한 연소현상을 유발할 수 있는 단점이 있다.

또한 단면이 사각형 형상인 공동은 공동의 뒷전 끝에 전단층이 되면서 강한 궁형 충격파를 발생시키는 단점이 있다. 이렇게 공동 내에서 발생하는 진동현상을 초음속 연소 안정화 및 연료-공기 혼합 증대에 효과적으로 적용하기 위해 여러 방법이 연구되어 왔으나, 아직 단일화된 뚜렷한 결과를 제시하고 있지 못하는 실정이다.

이에 본 발명은 이러한 문제점을 해결하기 위하여 공동의 뒷전에 후퇴각을 줌으로써 공동 앞전에서 박리된 전단층이 공동 뒷전 끝에 직접적으로 부딪히는 것을 방지하여, 압력상승을 감소시켜 강한 충격파가 발생하지 않도록 하고 더불어 고조파 발생을 감소시켜 불안정한 유동 형성을 감소시켰다.

따라서 보다 증대된 연료-공기 혼합을 유도하여, 더불어 초음속 연소 발생 시 안정된 화염을 유지할 수 있게 하였다.

도 5는 본 발명에 따른 추진체를 보여주는 개념도들이고, 도 6은 도 5의 추진체에 형성되는 연료분사부 및 공동부를 보여주는 개념도이다.

또한 본 발명에서는 도 5 및 도 6에 도시된 바와 같이, 공동의 뒷전-즉 경사구간의 경사각을 22.5˚ 경사지게 만들어, 공동의 뒷전 끝에서 전단층이 재부착됨으로 인해 보다 약한 경사충격파가 발생하도록 하여 공동으로 인한 압력 손실을 최소화하였다.

또한, 공동의 앞전에서 연료를 경사지게 분사를 함으로써 수직으로 분사했을 때 발생하였던 궁형충격파의 발생을 방지하고, 연소기내 유동이 복잡해지는 것을 방지하였다.

따라서 본 발명에 따른 추진체는 도 5 및 도 6에 도시된 바와 같이, 초음속의 공기를 흡입하여 연료를 혼합하고 연소하여 배출함으로써 추진력을 얻는 추진체로서, 초음속의 공기를 흡입하는 흡입경로(SL)에 형성된 연료분사부(110)와; 흡입경로(SL)를 기준으로 연료분사부(110) 후측에 추진체의 내측 표면에서 수직으로 요입되어 형성되는 공동부(120)를 포함하며, 공동부(120)는 흡입경로(SL)와 평행하게 형성된 평행구간(SL1)과 평행구간(SL1) 후에 연결되어 흡입경로(SL)와 경사를 이루는 경사구간(SL2)을 포함하여 구성된다.

본 발명을 구성하는 추진체는 다양한 용도로 사용될 수 있으며, 스크램제트(scramjet) 엔진을 구성하거나 별도의 보조 추진체와 결합되어 구성될 수 있다.

그리고 상기 추진체는 도 1에 도시된 스크램제트엔진과 유사하게, 초음속의 공기를 흡입하고 연료를 혼합하는 흡입노즐(100)과, 흡입노즐(100)과 연결되어 흡입노즐(100)에서 흡입되어 혼합된 공기-연료 혼합물을 연소시키는 연소실(200) 및 연소실(300)과 연결되어 연소실(200)에서 연소되는 연소가스를 배출하는 배기노즐(300)으로 구성될 수 있다. 상기 흡입노즐(100) 또는 연소실(200)의 도입부분 중에 연료분사부(110) 및 공동부(120)이 형성될 수 있다.

상기 연료분사부(110)는 공기의 흡입경로(SL) 상에 설치되어 흡입경로(SL)를 흐르는 공기 유동으로 연료를 분사하도록 구성되며, 흡입경로(SL)의 진행방향 쪽으로 경사를 이루어 분사되도록 연료분사부(110)의 분사구는 흡입경로(SL)의 진행방향과 경사를 이루어 형성되는 것이 바람직하다.

그리고 상기 연료분사부(110)는 흡입경로(SL)와 이루는 경사각(α)이 10˚ 내지 20˚인 것이 바람직하며, 15˚인 것이 보다 바람직하다.

상기 경사각(α)이 10˚보다 작은 경우에는 초음속의 유동장 내로의 침투효과가 떨어지며, 20˚ 큰 경우에는 수직방향 분사와 차이가 없게 된다.

상기 공동부(120)는 공기의 흡입경로(SL)를 기준으로 흡입경로(SL)를 형성하는 추진체 특히 흡입노즐(100)의 내측면 중 적어도 일부에 연료분사부(110)의 뒤쪽에 일정한 거리를 두고 설치된다.

그리고 상기 공동부(120)는 흡입경로(SL)와 평행한 면을 형성하는 평행구간(SL1)과 평행구간(SL1)과 연결되어 흡입경로(SL)와 경사를 이루는 경사구간(SL2)을 포함하여 구성된다.

상기 평행구간(SL1)은 흡입경로(SL)의 진행방향과 평행하게 형성되며, 바람 직하게는 흡입경로(SL)를 형성하는 추진체의 내측면과 평행하도록 형성된다.

상기 경사구간(SL2)은 평행구간(SL1)의 끝단부분에 형성되며 흡입경로(SL)의 진행방향과 일정한 경사각(θ)을 이루는 경사면으로 형성된다.

그리고 상기 경사각(θ)은 20˚ 내지 25˚를 이루는 것이 바람직하며, 22.5˚를 이루는 것이 보다 바람직하다.

상기 경사각(θ)이 20˚보다 작게 되면 내지 25˚를 경사구간(SL2)의 형성효과가 저감되며, 25˚보다 큰 경우에는 경사구간(SL2)을 형성하지 않은 상태와 차이가 없게 된다.

상기와 같은 구성을 가지는 추진체는 연료를 분사하는 연료분사부(110)의 분사구를 공기의 흡입경로에 대하여 경사를 이루도록 형성됨으로써 연료분사부(110) 주변에 궁형충격파의 발생을 방지할 수 있다.

또한 연료분사부(110) 후에 형성되는 공동부(120)에는 경사구간(SL2)을 추가로 형성함으로써 공동부(120)의 앞전에서 박리된 전단층이 공동부(120) 뒷전 끝에 직접 부딪히는 것을 방지하여 압력상승을 감소시켜 강한 충격파가 발생되는 것을 방지하고, 고조파의 발생을 감소시켜 보다 증대된 연료-공기 혼합을 유도할 수 있게 된다.

한편 상기와 같은 구성을 가지는 추진체에 대한 효과에 관하여 다음과 같이 실험한 결과 상기와 같은 효과를 확인할 수 있었다.

본 실험에서는 도 6에 도시된 바와 같이 공동부(120)의 경사구간(SL2)을 22.5˚ 경사지게 만들어, 공동부(120)의 뒷전 끝에서 전단층이 재부착됨으로 인해 보다 약한 경사충격파가 발생하도록 하여 공동부(120)로 인한 압력 손실을 최소화하였다.

또한, 공동부(120)의 앞전에서 설치된 연료분사부(110)에 의하여 연료를 경사지게 분사를 함으로써 수직으로 분사했을 때 발생하였던 궁형충격파의 발생을 방지하고, 연소기내 유동이 복잡해지는 것을 방지하였다.

도 7은 연료를 분사하는 연료분사부(110)의 분사구가 경사를 이루는 경우(경사분사)만을, 도 8은 연료를 분사하는 연료분사부(110)가 경사를 이루고 공동부(120)가 경사구간(SL2)을 가지는 경우를 보여주는 단면도이다. 여기서 편의상 구체적인 수치는 생략하였다.

본 실험에서 이용한 추진체는 도 7 및 도 8에 도시된 바와 같은 구조를 가진다.

한편 상기 연료분사부(110)의 후방 쪽으로는 복수개의 압력측정 구멍이 모델 폭의 중심에 형성하고 각 구멍들은 전부 지름 1 mm로 하였다.

그리고 본 실험의 안정성을 위해 수소 연료와 분자량이 유사한 헬륨(He) 기체를 사용하여 추진체 내 연료-공기 혼합 정도를 살펴보았다.

한편 연료-공기의 혼합 상태를 확인하기 위한 방법은 1) 공동부(120) 모델 장착 및 조립을 통한 추진체실험모델 제작 단계; 2) 초음속 노즐을 통해 추진체실험모델 내로 초음속 공기 유동을 유입시키는 유입 단계; 3) 연료분사부(110)를 통해 초음속으로 연료가 분사되는 분사 단계; 4) 슐리렌 기법을 이용하여 추진체실험모델 내부의 유동의 밀도차를 효과적으로 촬영할 수 있는 나이프 엣지를 장착한 디 지털 카메라로 가시 영역 내의 연료-공기의 혼합면을 촬영하는 촬영단계; 및 5) 디지털 카메라에 의해 촬영되어 기록된 최종 이미지에서 검출된 신호를 기초로 하여 연료-공기 혼합을 검지하는 검지단계;를 통하여 이루어진다.

여기서, 상기 1) 추진체실험모델 제작 단계에서는 공동부 모델의 탈부착을 용이하게 함으로써 공동의 형성으로 인한 연료-공기 혼합 증대 효과를 검증하기에 바람직하다.

3) 슐리렌 기법을 이용한 촬영 단계는 유동장 내에서 밀도차를 이용한 방법으로 연료의 침투거리 분석에 바람직하다. 연료의 분포를 측정하는 또 다른 방법으로 기체성분분석기의 사용을 예로 들 수 있는데, 이 방법의 경우 연료 성분을 채취하기 위해 유동장의 내로 장치의 직접적인 관입이 불가피하여 유동장의 교란을 불러일으키게 되므로, 연료의 침투거리 분석에 적합하지 못하다.

따라서 본 발명에서 슐리렌 기법을 이용한 이미지 촬영 단계는 순수한 연료-공기 혼합 영역을 살펴볼 수 있다. 또한 촬영 단계에서 슐리렌 기법에 사용되는 광원을 지속시간 2 μs인 점광원을 사용함으로써 측정 시 연료와 공기의 혼합면의 순간 이미지를 효과적으로 촬영할 수 있게 하였다.

한편, 4) 검지 단계에서는 연료의 침투거리를 획득함에 있어 동일 조건의 실험에 대한 다수의 결과 이미지를 바탕으로 평균값을 구함으로써 결과의 일관성 확보에 적합하다.

한편 상기 5) 초음속 공기유동을 유입하는 단계는 다음과 같이 이루어진다.

도 9는 본 실험을 위한 장치의 구성도이다.

한편 본 실험을 위한 장치의 구성은 도 9에 도시된 바와 같이, 초음속 유입 공기 유동을 발생시키는 공기공급부(10), 연료(본 실험에서는 헬륨)를 저장하며 측정 시 연료를 공급하는 연료공급부(20)로 구성된다.

상기 공기공급부(10)는 120kgf/cm² 까지 압축 가능한 압축기로 공기를 압축시키며 이 공기는 건조기를 거쳐 40.2 L 용량의 고압탱크 24개에 30 kgf/cm² 까지 압축된다.

그리고 개폐 밸브를 열고 공기공급부(10)을 작동시켜 공기 유동이 정체실(20)을 통과하게 한다. 정체실(20)은 크게 확산부, 유동 안정화부, 수축부 3부분으로 이루어진다.

이후 공기유동은 정체실(20)을 통과하여 노즐을 거쳐 마하 1.92의 초음속 유동이 형성되고, 이후 본 실험대상인 추진체실험모델(30)을 통과하게 된다. 이때 추진체실험모델(30)의 실험을 하는 동안 매뉴얼 밸브(11)를 점차 열어주어 정체실(20)의 압력을 유지시킨다.

한편 추진체실험모델의 실험을 하는 동안 추진체실험모델 내부의 유동의 밀도차는 다음과 같은 방법에 의하여 측정된다.

도 10은 본 발명에 따른 추진체의 실험모델에서의 유동을 가시화하기 위한 슐리렌 장치 구성도이다.

광원(21)은 V-TEK 사의 점광원 LS-201을 사용하였으며 지속시간은 2 μs이다. 광원(21)에서 오목거울(22)까지의 거리를 오목거울(22)의 초점거리(2550 mm)로 맞춰주어 반사된 빛은 평행광이 된다. 평면거울(23)은 빛의 방향을 바꾸어주는 역할을 하고, 평면거울(23)을 지나면서 평행광이 추진체실험모델을 수직으로 지나게 된다.

평행광이 두 번째 평면거울(24)를 거쳐 두 번째 오목거울(25)에 반사되면서 초점거리만큼 떨어진 곳에 빛이 모이면 이 곳에 나이프엣지를 세로로 걸어주어 세로 방향의 밀도차이를 뚜렷하게 볼 수 있게 하였다. 이 빛은 볼록렌즈를 거쳐 Canon EOS 20D 수동 디지털 카메라(26)에 들어가게 된다.

상기와 같은 방법에 의하여 본 발명에 따른 추진체의 실험모델에 대한 효과를 확인할 수 있다.

도 11은 연료가 수직으로 분사(연료분사압력: 1,000 kPa)되며 공동부가 형성되지 않은 경우를 보여주는 실험사진이고, 도 12a 및 도 12b는 각각 연료가 연료분사압력이 250 kPa 및 1,000 kPa로 경사를 이루어 분사되며 공동부가 형성되지 않은 경우를 보여주는 실험사진들이고, 도 13a 및 도 13b는 각각 연료가 연료분사압력이 250 kPa 및 1,000 kPa로 경사를 이루어 분사되며 공동부가 형성된 경우를 보여주는 실험사진들이다.

먼저 도 11은 연료가 수직으로 분사되고 공동부가 형성되지 않은 종래의 수직분사의 경우 추진체의 실험사진으로 연료가 공기 유동장의 흐름을 방해하므로, 연료분사부 앞에서 궁형 충격파(bow shock)가 발생하게 되는 것을 확인할 수 있다. 여기서 궁형 충격파는 경사충격파(oblique shock)보다 전압력 손실이 크므로, 추진체에 있어서는 결국 추력의 손실로 이어지게 된다.

또한 도 11을 통하여 연료분사부 앞에 박리 영역으로 인해 충격파가 발생하는 것을 확인할 수 있고, 이와 같이 연료분사부 주위 유동의 형태가 복잡해짐을 알 수 있다.

한편 도 12a 및 도 12b는 공동부는 형성하지 않고 연료가 추진체의 연소기의 내측면과 15˚의 경사를 이루어 분사되는 경우로서 연료분사부 앞에서 궁형충격파가 발생하지 않았다. 뿐만 아니라 연료분사부 앞에서 발생하는 재순환 영역도 경사 분사의 경우에는 나타나지 않았다.

따라서 연료가 추진체의 연소기의 내측면과 15˚의 경사를 이루어 분사(경사분사)되는 경우 수직분사로 인해 발생하던 유동의 저항을 줄일 수 있다. 그러나 경사분사의 경우 연료가 공기 유동의 흐름 방향으로 속도 성분을 지니고 있으므로 연료가 공기와 혼합이 되는 층이 수직분사에서보다는 낮게 형성이 되고 있음을 확인할 수 있다.

한편 도 13a 및 도 13b는 22.5˚의 경사각을 가지는 경사구간을 가지는 공동부가 형성되고, 연료가 추진체의 연소기의 내측면과 15˚의 경사를 이루어 분사되는 경우로서 도 11과는 달리 궁형충격파가 발생되지 않음을 알 수 있다.

또한 22.5˚의 경사각을 가지는 경사구간을 가지는 공동부가 형성되고, 연료가 추진체의 연소기의 내측면과 15˚의 경사를 이루어 분사되는 경우에는 도12a 및 도 12b의 경우보다 연료분사부 근처에서 연소기 내로 좀 더 침투해 있음을 확인할 수 있고, 이는 공동이 연료와 공기의 혼합 증대에 영향을 미치고 있음을 알 수 있다.

도 14a는 도 12a 및 도 13a에서 측정된 연료침투거리를 보여주는 그래프이며, 도 14b는 도 12b 및 도 13b에서 측정된 연료침투거리를 보여주는 그래프이다.

도 14a 및 도 도 14b를 보면 연료분사압력이 증가할수록 연소기 내로의 연료 침투거리가 증가하고 있음을 알 수 있다. 여기서 x는 연료분사부의 분사구로부터의 거리, y는 연료분사부가 형성된 내측면으로부터의 거리, D는 공동부의 깊이이다.

즉, 연료 분사 압력이 250 kPa에서 1000 kPa로 4배 증가함에 따라 연료분사침투거리는 2배로 증가하였다. 낮은 연료분사압력에서는 연료의 침투거리가 집중되어 있으나 연료분사압력이 증가할수록 연료분사방법에 따라 침투거리가 구분이 지어지고 있음을 알 수 있다.

특히 동일한 연료분사압력 조건에서 공동부를 가지는 실험모델의 경우, 종래의 구조인 평판에서 연료를 분사하는 경우보다 공기 유동장 내로 더 높은 침투거리를 나타내고 있음을 알 수 있다. 이러한 현상은 연료분사압력이 변하더라도 동일한 결과를 나타내는 것으로 보아 공동부가 연료를 연소기 내부로 확산하는 데에 영향을 끼치고 있으며, 따라서 연료와 공기의 혼합이 증대됨을 확인할 수 있다.

이상은 본 발명에 의해 구현될 수 있는 바람직한 실시예의 일부에 관하여 설명한 것에 불과하므로, 주지된 바와 같이 본 발명의 범위는 위의 실시예에 한정되어 해석되어서는 안 될 것이며, 위에서 설명된 본 발명의 기술적 사상과 그 근본을 함께 하는 기술적 사상은 모두 본 발명의 범위에 포함된다고 할 것이다.

도 1은 스크램제트의 개념을 보여주는 개념도이다.

도 2는 종래의 스크램제트엔진에서 사용되고 있는 가장 일반적인 연료-공기 혼합방법을 보여주는 개념도이다.

도 3은 공동의 기본형상을 보여주는 개념도이다.

도 4a 및 도 4b는 L/D 값에 따른 개방형 공동과 폐쇄형 공동을 보여주는 개념도들이다.

도 5는 본 발명에 따른 추진체를 보여주는 개념도들이다.

도 6은 도 5의 추진체에 형성되는 연료분사부 및 공동부를 보여주는 개념도이다.

도 7은 도 5의 추진체 중 연료를 분사하는 연료분사부가 경사를 이루는 경우만을 보여주는 단면도이다.

도 8은 도 5의 추진체 중 연료를 분사하는 연료분사부가 경사를 이루고 공동부가 경사구간을 가지는 경우를 보여주는 단면도이다.

도 9는 본 실험을 위한 장치의 구성도이다.

도 10은 본 발명에 따른 추진체의 실험모델에서의 유동을 가시화하기 위한 슐리렌 장치 구성도이다.

도 11은 연료가 수직으로 분사(연료분사압력: 1,000 kPa)되며 공동부가 형성되지 않은 경우를 보여주는 실험사진이다.

도 12a 및 도 12b는 각각 연료가 연료분사압력이 250 kPa 및 1,000 kPa로 경 사를 이루어 분사되며 공동부가 형성되지 않은 경우를 보여주는 실험사진들이다.

도 13a 및 도 13b는 각각 연료가 연료분사압력이 250 kPa 및 1,000 kPa로 경사를 이루어 분사되며 공동부가 형성된 경우를 보여주는 실험사진들이다.

도 14a는 도 12a 및 도 13a에서 측정된 연료침투거리를 보여주는 그래프이다.

도 14b는 도 12b 및 도 13b에서 측정된 연료침투거리를 보여주는 그래프이다.

***** 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명 *****

100 : 흡입노즐

110 : 연료분사부 120 : 공동부

Claims (7)

1. 초음속의 공기를 흡입하여 연료를 혼합하고 연소하여 배출함으로써 추진력을 얻는 추진체로서,

   초음속의 공기를 흡입하는 흡입경로에 형성된 연료분사부와;

   상기 흡입경로를 기준으로 상기 연료분사부 후측에 추진체의 내측 표면으로부터 수직으로 요입되어 형성되는 공동부를 포함하며,

   상기 공동부는 상기 흡입경로와 평행하게 형성된 평행구간과 상기 평행구간 후에 연결되어 상기 흡입경로와 경사를 이루는 경사구간을 포함하는 것을 특징으로 하는 추진체.
2. 청구항 1에 있어서,

   상기 연료분사부는 상기 흡입경로의 진행방향 쪽으로 경사를 이루어 분사되도록 상기 흡입경로와 경사를 이루어 형성된 것을 특징으로 하는 추진체.
3. 청구항 2에 있어서,

   상기 연료분사부는 상기 흡입경로와 이루는 경사각이 10˚ 내지 20˚인 것을 특징으로 하는 추진체.
4. 청구항 2에 있어서,

   상기 연료분사부는 상기 흡입경로와 이루는 경사각이 15˚인 것을 특징으로 하는 추진체.
5. 청구항 4에 있어서,

   상기 경사구간은 상기 흡입경로와 20˚ 내지 25˚의 경사각을 이루는 것을 특징으로 하는 추진체.
6. 청구항 4에 있어서,

   상기 경사구간은 상기 흡입경로와 22.5˚의 경사각을 이루는 것을 특징으로 하는 추진체.
7. 청구항 1 내지 청구항 6 중 어느 하나의 항에 있어서,

   상기 추진체는 스크램제트엔진인 것을 특징으로 하는 추진체.

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