KR20130071841A - 스크램제트 엔진 - Google Patents

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KR20130071841A
KR20130071841A KR1020110139292A KR20110139292A KR20130071841A KR 20130071841 A KR20130071841 A KR 20130071841A KR 1020110139292 A KR1020110139292 A KR 1020110139292A KR 20110139292 A KR20110139292 A KR 20110139292A KR 20130071841 A KR20130071841 A KR 20130071841A
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이양지
강상훈
양수석
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한국항공우주연구원
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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F02K7/14—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines with external combustion, e.g. scram-jet engines

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Abstract

본 발명에 따른 스크램제트 엔진은, 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 엔진에 있어서, 상기 센터바디(110)는, 전방에 배치되며 상향 경사지게 형성되어 유입되는 공기를 공기흡입구(112)로 안내하는 유입부(111)와, 중앙에 배치되며 공급되는 연료를 연소시키는 연소부(113) 및, 후방에 배치되며 하향 경사지게 형성되어 연소된 가스를 팽창시켜 분사하는 추력노즐부(114)를 포함하며, 상기 추력노즐부(114)에서 절곡되어 하향 경사지기 시작하는 확장부(115)는, 하향으로 경사지며 라운드진 형태로 형성되어 상기 연소된 가스의 완만한 팽창을 유도하는 것을 특징으로 한다.

Description

스크램제트 엔진{Scramjet Engine}
본 발명은 스크램제트 엔진에 관한 것으로, 보다 상세하게는 항공기 및 로켓 등의 비행체에 장착되어 극초음속 영역에서 충격파 유도 초음속 연소 과정을 통해 추력을 제공하는 스크램제트 엔진에 관한 것이다.
일반적으로, 가스터빈 엔진의 노즐 또는 로켓 엔진의 노즐로 사용되는 노즐은 Method of Characteristics를 사용한 Contoured Nozzle 구조 또는 Bell Nozzle 구조를 적용하나, 이러한 노즐의 경우에는 성능이 뛰어난 반면 제작이 쉽지 않고 탈 설계점에서의 성능이 저하되는 단점이 있다.
따라서, 스크램제트 엔진에는 일반적으로 단일 확장각을 갖는 Single Expansion Ramp Nozzle(SERN)이 이용되고 있다. 도 1에는 이러한 SERN의 구조가 적용된 종래의 스크램제트 엔진의 구성이 개시되어 있다.
도 1을 참고하면, 종래의 스크램제트 엔진(10)은, 연료를 공급받아 로켓 및 항공기 등의 비행체의 추진력을 발생시키는 센터바디(11)와, 상기 센터바디(11)와 일정간격 이격되어 센터바디(11)를 둘러싸는 형태로 상기 비행체에 체결되는 카울바디(12)로 이루어지며, 상기 센터바디(11)는 공기를 유입시키는 유입부(13)와, 연료를 연소시키는 연소부(14) 및, 연소된 가스를 팽창시켜 분사구(17)로 분사시키는 추력노즐부(15)로 구분되어 형성된다.
또한, 상기 추력노즐부(15)는 연소부(14)에서 연소된 가스가 넓은 공간에서 팽창하며 분사되도록 후방으로 갈수록 하향 경사져 확장된 형태로 형성되는데, 이때, 도 1의 확대도에 도시된 바와 같이 추력노즐부(15)에서 하향 경사지기 시작하는 부분인 확장부(16)는 일위치를 기준으로 각이진 형태로 절곡된 형상을 갖는다.
그러나, 이러한 단일 확장각을 갖는 단순 확장 경사형상의 SERN의 구조는, 연소부(14)에서 연소된 가스가 상기 추력노즐부(15)의 확장부(16) 위치에서의 급격한 팽창으로 인하여 노즐에서 일어날 수 있는 발열 반응이 동결(유동 동결 현상)되어 추력 성능이 저하되는 문제점이 있었다.
한국 공개특허공보 제2009-0055412(2007.11.28), 초음속 유동장 내 공동을 이용한 연료-공기 혼합 구조 한국 공개특허공보 제2007-0078978호(2007.08.03), 램제트/스크램제트 엔진을 시동하기 위한 다목적 가스발생기를 가진 시스템과 램제트/스크램제트 엔진을 시동하기 위한 방법
본 발명은 상술한 문제점을 해결하기 위하여 창출된 것으로, 본 발명의 목적은 팽창파의 영향을 완화시켜 연소가스의 급격한 팽창으로 인한 유동 동결을 방지하며 더불어 화학종 재결합(Recombination)으로 인한 추력 증진 효과를 제공하는 스크램제트 엔진을 제공하는 것에 있다.
상기의 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 스크램제트 엔진은, 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 엔진에 있어서, 상기 센터바디(110)는, 전방에 배치되며 상향 경사지게 형성되어 유입되는 공기를 공기흡입구(112)로 안내하는 유입부(111)와, 중앙에 배치되며 공급되는 연료를 연소시키는 연소부(113) 및, 후방에 배치되며 하향 경사지게 형성되어 연소된 가스를 팽창시켜 분사하는 추력노즐부(114)를 포함하며, 상기 추력노즐부(114)에서 절곡되어 하향 경사지기 시작하는 확장부(115)는, 하향으로 경사지며 라운드진 형태로 형성되어 상기 연소된 가스의 완만한 팽창을 유도하는 것을 특징으로 한다.
여기서, 상기 센터바디(110)의 일측에는, 상기 카울바디(120)의 내부에서 센터바디(110)를 상기 비행체에 고정장착시키는 장착부(130);가 더 구비될 수 있다.
또한, 상기 센터바디(110) 및 카울바디(120)는, 수평중심선(L)을 기준으로 원형의 축대칭형으로 형성될 수 있다.
또한, 상기 센터바디(110)의 연소부(113)는, 상기 추력노즐부(114)와 인접된 일정부분이 후방으로 갈수록 상기 추력노즐부(114)의 확장각도(θ)보다 작은 각도로 하향 경사지게 형성될 수 있다.
또한, 상기 추력노즐부(114)의 확장부(115)가 갖는 곡률(Curvature)은, 상기 추력노즐부(114)의 확장각도(θ)에 따라 다르게 형성될 수 있다.
또한, 상기 추력노즐부(114)의 확장각도(θ)는 15도이며, 상기 곡률은 200인 일 수 있다.
또한, 상기 카울바디(120)의 전단(121)은, 공기와의 마찰에 의해 충격파가 발생하지 않도록 컷-오프(Cut-Off) 형상으로 형성될 수 있다.
한편, 상기 센터바디(110)의 연소부(113)에는, 상기 카울바디(120)와의 간격으로 연료를 분사하는 연료분사기(116)(Sonic Fuel Injection)가 장착되며, 상기 연료분사기(116)는, 상기 공기흡입구(112)를 통해 흡입된 공기의 흡입경로상에 후방으로 45도 경사진 방향으로 기체연료를 분사할 수 있다.
본 발명에 따른 스크램제트 엔진에 의하면, 추력노즐부의 확장부를 하향으로 경사지며 라운드진 형태로 형성하여 급격한 확장각 변화를 완화시킴으로써, 연소가스의 급격한 팽창으로 인한 유동 동결을 방지할 수 있다.
또한, 화학종의 재결합(Recombination)으로 인한 발열 반응을 기대할 수 있기 때문에 추력 성능을 증진할 수 있다.
도 1은 단일 확장각을 갖는 구조의 SERN의 구조가 적용된 종래의 스크램제트 엔진의 구성을 나타낸 단면도 및 부분확대도,
도 2는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 완만한 확장각을 갖는 구조의 RERN의 구조가 적용된 스크램제트 엔진의 구성을 나타낸 단면도 및 부분확대도,
도 3은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 원형의 축대칭형으로 형성된 스크램제트 엔진의 구성을 나타낸 단면도 및 부분확대도,
도 4는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 RERN의 구조가 적용된 스크램제트 엔진과 종래의 SERN의 구조가 적용된 스크램제트 엔진의 비교 성능시험을 통해 각 스크램제트 엔진의 출구 마하수 분포를 측정한 그래프,
도 5는 도 4의 그래프에서 측정된 결과를 비추력으로 환산한 데이터를 나타낸 그래프이다.
이하 첨부된 도면을 참조하면서 본 발명에 따른 바람직한 실시예를 상세히 설명하기로 한다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정해서 해석되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여, 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.
따라서, 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일 실시예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.
먼저, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 스크램제트 엔진은, 마하수 5 이상의 극초음속 영역에서 공기흡입구에 형성되는 경사충격파에 의하여 유입공기를 압축, 가열하여 연소기 내부에서 충격파 유도점화, 충격파 유도 초음속 연소과정을 통해 에너지를 공급하여 추진력을 비행체에 제공하는 엔진이다. 여기서, 상기 비행체는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 스크램제트 엔진이 장착되는 대상으로서 로켓 및 항공기 등을 의미하나, 이에 국한되지 않으며 스크램제트 엔진을 통해 극초음속으로 비행하는 비행체이면 어느 것이든 포함될 수 있다.
도 2 및 도 3에 도시된 바와 같이, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 스크램제트 엔진(100)은, 연료를 공급받아 비행체의 추진력을 발생시키는 센터바디(110)와, 상기 센터바디(110)를 둘러싸는 형태로 상기 비행체에 체결되어 센터바디(110)와의 간격을 통해 공기가 흡입되고 상기 연료를 연소시키며 추진력이 발생되는 공간을 형성하는 카울바디(120)를 포함하여 구비된다.
여기서, 상기 센터바디(110)는, 하나의 재질로 이루어지되 상기 카울바디(120)와의 간격의 크기 및 기능에 따라 유입부(111)와, 연소부(113) 및 추력노즐부(114)로 구분할 수 있다.
먼저, 상기 유입부(111)는, 센터바디(110)의 전방부분에 배치되며 후방으로 갈수록 상향 경사지게 형성되어 유입되는 공기가 압축되며 공기흡입구(112)로 흡입되도록 안내한다.
상기 연소부(113)는, 센터바디(110)의 중앙부분에서 공기의 흡입경로와 대략 평행하게 배치되며, 일측에는 상기 카울바디(120)와의 간격으로 연료를 분사하는 복수 개의 연료분사기(Sonic Fuel Injection, 116)가 장착된다.
여기서, 스크램제트 엔진(100)의 일반적인 비행조건에서 기체의 정체 온도는 상기 연료의 점화온도보다 크므로 별도의 점화장치는 불필요하며, 연료를 분사함에 따라 마하 2 ~ 3의 흡입공기와 맞닿아 충격파를 발생시키며 연소반응을 시작함으로써 자동적으로 점화가 이루어진다.
또한, 상기 연료분사기(116)는, 도 2에 도시된 바와 같이 공기흡입구(112)를 통해 흡입된 공기의 흡입경로상에 후방으로 45도 경사진 방향으로 음속이상의 속도로 연료를 분사함으로써 연료와 흡입공기의 혼합을 더욱 증진시킬 수 있다.
상기 추력노즐부(114)는, 센터바디(110)의 후방부분에 배치되며 후방으로 갈수록 하향 경사지게 형성되어 상기 카울바디(120)와의 간격에 의한 공간의 면적이 확장되도록 함으로써 상기 연소부(113)에서 연소된 가스를 팽창시켜 후단의 분사구(122)로 분사시킨다.
여기서, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 스크램제트 엔진(100)은, 종래의 단일 확장각을 갖는 SERN의 구조와 달리, 도 2의 확대도에 도시된 바와 같이, 상기 추력노즐부(114)에서 절곡되어 하향 경사지기 시작하는 확장부(115)가 하향으로 경사지며 라운드진 형태로 형성되어 연소부(113)에서 연소된 가스의 완만한 팽창을 유도하는 REN(Round Expasion Nozzle)의 구조를 갖는다.
이때, 상기 확장부(115)가 라운드지게 절곡됨에 따라 상기 연소부(113)의 외부면의 연장선과 상기 추력노즐부(114)의 외부면이 이루는 각도인 확장각도(θ)는, 종래의 단일 확장각을 갖는 SERN의 구조에서의 확장각도와 동일하다.
즉, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 스크램제트 엔진(100)은, 스크램제트 엔진(100)의 전체적인 외형 및 크기가 동일한 조건하에서 추력노즐부(114)의 확장각도(θ)는 동일하게 설계될 수 있는 것이다.
다만, 상기 스크램제트 엔진(100)의 전체적인 외형 및 크기가 변경된 조건에서는 상기 추력노즐부(114)의 확장각도(θ)은 변경될 수 있기 때문에, 상기 추력노즐부(114)의 확장부(115)가 갖는 곡률(Curvature)은 상기 추력노즐부(114)의 확장각도(θ)에 따라 다르게 형성되는 것이 바람직하다.
본 발명의 바람직한 실시예에서 상기 추력노즐부(114)의 길이는 0.9m이고, 확장각도(θ)는 15도이며, 곡률은 200인 것을 예를 들어 도시하였다.
또한, 상기 센터바디(110)의 연소부(113)는, 수평방향으로 대략 평행하게 배치되나, 도 2에 도시된 바와 같이 추력노즐부(114)의 인접된 일정부분이 후방으로 갈수록 추력노즐부(114)의 확장각도(θ)보다 작은 각도로 하향 경사지게 형성될 수 있다. 이로 인해, 추력노즐부(114)로 향하는 연소가스를 일정부분 팽창시켜 추력노즐부(114)로 유입시킴으로써 추력노즐부(114)에 의해 연소가스가 팽창되는 정도를 일정부분 완화시킬 수 있다.
상기 카울바디(120)는 도시된 바와 같이 수평방향으로 대략 평행한 형태로 형성되어 센터바디(110)와의 간격을 통해 공기가 흡입되고 연료가 연소되어 팽창되는 공간을 제공한다. 또한, 상기 카울바디(120)의 전방에서 유입부(111)와의 간격을 통해 공기흡입구(112)를 형성하는 카울바디(120)의 전단(121)은 공기와의 마찰에 의해 충격파가 발생하지 않도록 컷-오프(Cut-Off) 형상으로 형성되는 것이 바람직하다.
그리고, 상기 카울바디(120)의 내부에는 상기 연소부(113)에 설치된 연료분사기(116)과 마찬가지로 연소부(113)와의 간격을 통해 공기흡입구(112)로 흡입된 공기의 흡입경로 상에 연료를 분사하는 연료분사기가 구비될 수 있으며, 이 밖에 상기 연료를 분사하기 위한 연료 탱크 및 제반 설비가 부가적으로 설치될 수 있다.
한편, 상기 센터바디(110)가 비행체에 장착됨에 있어서, 도 2에 도시된 바와 같이, 상기 센터바디(110)의 일측에는 카울바디(120)의 내부에서 센터바디(110)를 비행체에 고정장착시키는 장착부(130)가 더 구비될 수 있다.
상기 장착부(130)는, 판형상으로 형성되어 센터바디(110)를 비행체에 체결시키는 연결판일 수 있으며, 상기 비행체에서 스크램제트 엔진(100)이 장착되는 외부면의 일부일 수 있다. 즉, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 센터바디(110)는 별도의 연결판에 장착된 후 상기 연결판을 비행체에 고정시켜 비행체에 체결될 수 있으며, 상기 비행체의 외부면 일측에 직접 고정된 형태로도 체결될 수 있는 것이다.
또한, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 스크램제트 엔진(100)은 도 2에 도시된 바와 같이, 센터바디(110) 및 카울바디(120)가 수평중심선(L)을 기준으로 원형의 축대칭형으로 형성될 수도 있다.
즉, 상기 센터바디(110)의 유입부(111)는, 상기 수평중심선(L)을 기준으로 후방으로 갈수록 외경이 커지는 형상으로 형성되며, 상기 센터바디(110)의 추력노즐부(114)는 후방으로 갈수록 외경이 작아지는 형성으로 형성되는 것이다. 이때, 상기 추력노즐부(114)의 확장부(115)는 센터바디(110)의 둘레를 따라 경사지며 라운드진 형태로 형성될 수 있다.
상술한 바와 같은, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 스크램제트 엔진(100)의 각 구성 및 기능에 의해, 초음속으로 비행하는 비행체의 비행속도에 의해 센터바디(110)의 유입부(111)와 카울바디(120)의 전단(121) 사이에 형성된 공기흡입구(112)를 통해 압축된 공기가 흡입되고, 흡입된 공기가 연소부(113)로 유입되면서 상기 연소부(113) 또는 카울바디(120)에 설치된 연료분사기(116)로부터 기체연료가 분사되면 흡입공기와 연료가 맞닿아 연소반응하여 점화되어 연료가 연소된다.
이어서, 연소된 가스는 상기 추력노즐부(114)로 유입되면서 확장부(115)의 경사지며 라운드진 구조에 의해 팽창하는 정도가 보다 완만하게 진행된다.
여기서, 도 4에는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 RERN의 구조가 적용된 스크램제트 엔진과 종래의 SERN의 구조가 적용된 종래의 스크램제트 엔진의 비교 성능시험을 통해 측정된 각 스크램제트 엔진의 출구 마하수 분포가 도시되어 있으며, 도 5에는 측정된 결과를 비추력으로 환산한 데이터가 도시되어 있다.
도 4 및 도 5에 도시된 바와 같이, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 RERN의 구조가 적용된 스크램제트 엔진(100)은 종래의 SERN 구조가 적용된 스크램제트 엔진과 비교하여 볼 때 30% 이상 높은 추력 성능을 발휘할 수 있다.
이와 같이, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 스크램제트 엔진(100)은, 종래의 단일 확장각을 갖는 SERN 구조의 스크램제트 엔진과 비교하여, 추력노즐부(114)의 도입부에서 연소된 가스에 의한 팽창하는 팽창파의 영향이 완화되기 때문에 급격한 팽창으로 인한 유동 동결을 방지할 수 있으며, 이로 인해 화학종 재결합으로 인한 발열 반응을 기대할 수 있어 추력 증진의 효과를 구현할 수 있다.
이상과 같이, 본 발명은 비록 한정된 실시예와 도면에 의해 설명되었으나, 본 발명은 이것에 의해 한정되지 않으며 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 본 발명의 기술 사상과 아래에 기재될 청구범위의 균등 범위 내에서 다양한 수정 및 변형이 가능함은 물론이다.
100...스크램제트 엔진 110...센터바디
111...유입부 112...공기흡입구
113...연소부 114...추력노즐부
115...확장부 120...카울바디
121...전단 122...분사구
130...장착부

Claims (8)

  1. 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 엔진에 있어서,
    상기 센터바디(110)는, 전방에 배치되며 상향 경사지게 형성되어 유입되는 공기를 공기흡입구(112)로 안내하는 유입부(111)와, 중앙에 배치되며 공급되는 연료를 연소시키는 연소부(113) 및, 후방에 배치되며 하향 경사지게 형성되어 연소된 가스를 팽창시켜 분사하는 추력노즐부(114)를 포함하며,
    상기 추력노즐부(114)에서 절곡되어 하향 경사지기 시작하는 확장부(115)는, 하향으로 경사지며 라운드진 형태로 형성되어 상기 연소된 가스의 완만한 팽창을 유도하는 것을 특징으로 하는 스크램제트 엔진.
  2. 제 1항에 잇어서,
    상기 센터바디(110)의 일측에는, 상기 카울바디(120)의 내부에서 센터바디(110)를 상기 비행체에 고정장착시키는 장착부(130);가 더 구비되는 것을 특징으로 하는 스크램제트 엔진.
  3. 제 1항에 있어서,
    상기 센터바디(110) 및 카울바디(120)는, 수평중심선(L)을 기준으로 원형의 축대칭형으로 형성되는 것을 특징으로 하는 스크램제트 엔진.
  4. 제 1항 내지 제 3항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 센터바디(110)의 연소부(113)는,
    상기 추력노즐부(114)와 인접된 일정부분이 후방으로 갈수록 상기 추력노즐부(114)의 확장각도(θ)보다 작은 각도로 하향 경사지게 형성된 것을 특징으로 하는 스크램제트 엔진.
  5. 제 1항 내지 제 3항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 추력노즐부(114)의 확장부(115)가 갖는 곡률(Curvature)은, 상기 추력노즐부(114)의 확장각도(θ)에 따라 다르게 형성되는 것을 특징으로 하는 스크램제트 엔진.
  6. 제 5항에 있어서,
    상기 추력노즐부(114)의 확장각도(θ)는 15도이며, 상기 곡률은 200인 것을 특징으로 하는 스크램제트 엔진.
  7. 제 1항 내지 제 3항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 카울바디(120)의 전단(121)은, 공기와의 마찰에 의해 충격파가 발생하지 않도록 컷-오프(Cut-Off) 형상으로 형성된 것을 특징으로 하는 스크램제트 엔진.
  8. 제 1항 내지 제 3항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 센터바디(110)의 연소부(113)에는, 상기 카울바디(120)와의 간격으로 연료를 분사하는 연료분사기(116)(Sonic Fuel Injection)가 장착되며,
    상기 연료분사기(116)는, 상기 공기흡입구(112)를 통해 흡입된 공기의 흡입경로상에 후방으로 45도 경사진 방향으로 기체연료를 분사하는 것을 특징으로 하는 스크램제트 엔진.
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