KR20180125211A

KR20180125211A - 압축파 및 팽창파 상쇄 기능을 갖는 우주발사체의 지상시험모델

Info

Publication number: KR20180125211A
Application number: KR1020170059745A
Authority: KR
Inventors: 오범석; 이준호; 김영훈; 이성민; 박기수
Original assignee: 한국항공우주연구원
Priority date: 2017-05-15
Filing date: 2017-05-15
Publication date: 2018-11-23
Also published as: KR101944765B1

Abstract

본 발명은 우주발사체의 초음속/극초음속 유동을 모사할 수 있는 지상시험모델에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 지상시험모델의 선두에서 발생되는 충격파를 상쇄시켜 폭 대비 길이가 긴 우주발사체의 후미에서 구현되는 자유류 유동을 폭 대비 길이가 짧은 지상시험모델의 후미에서도 구현한 압축파 및 팽창파 상쇄 기능을 갖는 우주발사체의 지상시험모델에 관한 것이다.

Description

압축파 및 팽창파 상쇄 기능을 갖는 우주발사체의 지상시험모델{Ground-Test Model of Space Lunch Vehicle having Cancellation Performance for Compression and Expansion Wave}

초음속이나 극초음속으로 비행하는 우주발사체의 경우, 노즈부의 전방에서 발생하는 경사 충격파의 영향이 후방으로 일정 길이 구간까지 발생하나, 발사체의 길이가 길기 때문에 발사체의 후미에서는 충격파의 간섭 없이 자유류 유동이 흐르게 된다.

도 1에는 실제 2020년 발사 예정인 한국형발사체(KSLV-11, 이하 우주발사체)(10)의 형상 및 발사 과정에서 일어나는 유동현상에 대한 모식도가 도시되어 있다.

도시된 바와 같이 우주발사체(10)의 선두부(11)에 형성되는 경사충격파(shock wave)로 인해 표면에 경계층(boundary layer)이 생기고, 선두부(11)에서 상당히 이격되어 있는 후미부(12)에서는 충격파가 상당부분 상쇄되어 우주발사체(10)의 표면을 따라 일정한 자유류 유동을 갖게 된다.

한편, 우주발사체의 지상시험모델의 경우 크기를 축소하여 풍동 내에 고정시키고, 초음속 또는 극초음속 바람을 이용하여 모델을 유동하는 기류를 분석하게 된다. 이때, 모델의 후단 유동을 분석하기 위해서는 모델의 후단 측이 자유류 유동을 갖도록 유도해야 한다.

도 2에는 실제 우주발사체(10)와 동일한 선두부 형상을 갖는 우주발사체 지상시험모델(20) 및 풍동 시험 시 유동 현상에 대한 모식도가 도시되어 있다.

도시된 바와 같이 우주발사체(10)와 동일한 선두부 형상을 갖는 지상시험모델(20)의 경우 선두에서 발생된 충격파(S)가 궁형(활모양)을 이루며 지상시험모델(20)의 표면과 큰 각도를 이루며 표면으로부터 이격되어 퍼져나간다. 이와 같은 경우 발사체가 선두 충격파(S)의 저항으로 인해 원하는 발사체 속도(일예로 마하 6)를 유지하기 어렵다.

특히 풍동 내 고정이 가능하도록 우주발사체의 길이와 직경 비를 유지하여 축소한 지상시험모델의 경우 직경이 수mm 단위로 줄어들게 되어 풍동 시험이 불가능하고, 도 2에 도시된 바와 같이 풍동 시험이 가능한 두께를 유지한 상태에서 길이만 줄인 지상시험모델(20)의 경우 선두에서 발생되는 충격파를 상쇄할 만큼의 충분한 길이를 갖지 못하기 때문에 자유류 유동의 구현이 불가하다.

따라서 우주발사체의 표면을 따라 일정한 자유류 유동을 갖게 됨으로써 나타나는 초음속/극초음속 비행체 후단 주변에서의 공력 특성, 즉 다양한 유체 흐름 특성(도 1 참조)의 파악이 불가한 문제가 발생한다.

한국등록특허공보 제10-1389286호(2014.04.25. 공고)

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서 본 발명의 목적은, 선두에서 발생하는 충격파의 상쇄가 가능하도록 선두부 형상을 구현하여 실제 우주발사체에 비해 길이가 짧은 지상시험모델에서도 표면을 따라 흐르는 자유류 유동을 형성시켜 후단에서 발생되는 각종 유동현상에 대한 모사가 가능한 압축파 및 팽창파 상쇄 기능을 갖는 우주발사체의 지상시험모델을 제공함에 있다.

본 발명의 일실시 예에 따른 우주발사체의 지상시험모델은, 선두부와 후미부를 포함하는 우주발사체 지상시험을 위한 지상시험모델에 있어서, 상기 지상시험모델의 선두부는, 선두에서 후방으로 갈수록 내측으로 오목한 곡률 곡면을 갖는 오목부; 및 상기 오목부의 후방에 형성되며 후방으로 갈수록 외측으로 볼록한 곡률 곡면을 갖는 볼록부; 를 포함하고, 상기 오목부와 볼록부의 경계선에 변곡점이 형성된다.

또한, 상기 선두부는, 선두에 첨단이 형성되어 유동 시험 시 상기 선두에서 마하파를 발생시키는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 지상시험모델은, 상기 볼록부의 후방에 형성되며, 길이 방향을 따라 일정한 직경을 갖는 직선부; 및 상기 직선부보다 큰 직경을 갖는 후미부와 상기 직선부를 연결하도록 상기 직선부의 후방에 형성되며 후방으로 갈수록 직경이 늘어나는 경사부; 를 더 포함한다.

또한, 상기 오목부의 곡률과 상기 볼록부의 곡률은 동일하며, 상기 오목부의 단면 호의 길이와 상기 볼록부의 단면 호의 길이도 동일한 것을 특징으로 한다.

이때, 상기 선두부의 길이가 V이고, 상기 선두부의 후단 직경이 D인 경우 V와 D는 아래 식 1에 의해 결정되는 것을 특징으로 한다.

(여기서 P1은 1.97 ~ 1.99) (식 1)

또한, 상기 V와 D에 따른 상기 오목부 및 상기 볼록부의 단면 호의 길이를 구하기 위한 매개 변수(P2)는, 아래 식 2에 의해 결정되고, V, D 및 R*rad 에 따른 상기 오목부 및 상기 볼록부의 곡률에 상응하는 원의 반지름(R)과, 원호에 해당하는 각도(θ)는 아래 식 3에 의해 산출되는 것을 특징으로 한다.

(여기서 P2는 1.90~1.92) (식 2)

(여기서 H는 D/2) (식 3)

상기와 같은 구성에 의한 본 발명의 압축파 및 팽창파 상쇄 기능을 갖는 우주발사체의 지상시험모델은, 실제 우주발사체 발사 시 후미 주변에서 발생하는 각종 유동 현상에 대한 모사가 가능하여 이에 따른 데이터 확보를 통해 초음속/극초음속 우주발사체 발사 및 임무완수에 필요한 독자적 기술력을 확보할 수 있는 효과가 있다.

도 1은 한국형발사체(KSLV-11, 이하 우주발사체)의 형상 및 발사 과정에서 일어나는 유동현상에 대한 모식도
도 2는 실제 우주발사체와 동일한 선두부 형상을 갖는 지상시험모델 및 풍동 시험 시 유동 현상에 대한 모식도
도 3은 충격 상쇄(shock-free) 형상 유무에 따른 충격파 가시화 측정 및 비교도
도 4는 본 발명의 일실시 예에 따른 충격 상쇄(shock-free) 특성을 갖는 우주발사체 지상시험모델 및 풍동 시험 시 유동 현상에 대한 모식도
도 5는 본 발명의 일실시 예에 따른 지상시험모델의 사시도
도 6은 본 발명의 일실시 예에 따른 지상시험모델의 정면도
도 7은 본 발명의 일실시 예에 따른 지상시험모델의 충격파 패턴 형성 과정에 대한 시뮬레이션 결과를 나타낸 분석도
도 8은 우주발사체의 천이구간을 1: 100으로 축소한 형태의 지상시험모델 정면도
도 9는 선두부의 길이와 직경에 따라 오목부 및 볼록부의 곡률에 상응하는 원의 반지름(R)과 원호에 해당하는 각도(θ)를 산출하기 위한 도면

본 발명의 충격 상쇄(shock-free) 특성을 갖는 우주발사체 지상시험모델(100)을 설명하기에 앞서 충격 상쇄 형상의 유무에 따른 동일 유동조건에서의 실험 결과를 도 3에 나타내었다. 지상시험장비(K1 shock tunnel)를 통해 형성된 수직 충격파가 충격 상쇄 형상이 있는 모델과 없는 모델을 만났을 때, 충격파 경사각 기울기 비교를 통해 해당 유동의 자유류 조건(마하수 6)의 유지 여부를 확인하였다. 본 발명의 예제로써 제작한 모델은 한국형발사체(KSLV-II) 1단과 2단의 천이구간(직경이 변화되는 중간부분)의 1:100 스케일 형상을 사용하였다.

시험측정 결과의 비교 대상으로는 2D 충격파 마하수 및 경사각 계산 프로그램을 사용하여 이론적인 결과 값을 사용하였다. 마하수 6 유동 흐름에서 모델의 경사각이 0 °인 경우, 충격파 이후에도 마하수가 유지 되며 이때 경사충격파의 이론적 경사각은 9.59 ° 이다. 도 3a의 shock-free 형상이 적용된 모델을 사용한 실험에서 모델 뒷단의 평평한 면에 약 9.42 °의 경사각을 갖는 경사충격파가 발생함을 확인하였으며 이론값과 비교해 약 1.8%정도의 오차를 가짐을 알 수 있었다. 반면, 도 3b의 일반 반구형상의 모델의 충격파 패턴에서는 무딘 표면으로 인해 앞단에서 수직 충격파(normal shock wave)가 생기고, 이후 궁형충격파(bow shock)가 형성되어 경사각이 약 34 °로 매우 커져 충격파 이후의 유동은 마하수 6을 유지하지 못함을 확인하였다.

이하 위와 같은 충격 상쇄 형상을 적용한 본 발명의 일실시 예에 따른 우주발사체 지상시험모델(100)에 대하여 상세히 설명한다.

도 4에는 본 발명의 일실시 예에 따른 충격 상쇄(shock-free) 특성을 갖는 우주발사체 지상시험모델(100) 및 풍동 시험 시 유동 현상에 대한 모식도가 도시되어 있다.

도시된 바와 같이 본 발명의 일실시 예에 따른 지상시험모델(100)은 선두부(Front Part, FP) 끝단이 도시된 바와 같이 첨단 형으로 이루어지며, 선두에서 후미부(Rear Part, RP)로 이어지는 부분은 내측으로 오목한 오목부와 외측으로 볼록한 볼록부가 변곡부를 경계로 형성된다. 상기와 같은 선두부(110)의 구성을 통해 선두에서 발생된 마하파가 압축되고 팽창되는 과정에서 상쇄되고, 길이가 짧은 지상시험모델(100)의 후미부(120)에서 자유류 유동을 형성하게 된다.

이하, 상기와 같은 본 발명의 지상시험모델(100)의 세부 실시 예에 대하여 도면을 참조하여 상세히 설명한다.

도 5에는 본 발명의 일실시 예에 따른 지상시험모델(100, 이하 모델)의 사시도가 도시되어 있고, 도 6에는 본 발명의 일실시 예에 따른 지상시험모델(100, 이하 모델)의 정면도가 도시되어 있다. 도시된 바와 같이 모델(100)은 크게 선두부(110, 120), 연결부(130, 140) 및 후미부(150)로 구성된다.

선두부(110, 120)는 전면 충격파를 압축 및 팽창하여 후미부(150)로 표면으로 충격파가 흐르도록 유도하는 기능을 수행한다. 선두부(110, 120)는 끝단이 첨단(P1)으로 이루어지며, 변곡점(P2)을 기준으로 전방에 위치한 오목부(110)와 후방에 위치한 볼록부(120)를 포함한다. 오목부(110)는, 후방으로 갈수록 내측 즉 지상시험모델(100)의 중심축 쪽으로 오목한 곡률의 곡면을 갖도록 형성되며, 볼록부(120)는 후방으로 갈수록 외측으로 볼록한 곡률의 곡면을 갖도록 형성된다.

연결부(130)는 볼록부(120)의 후방에 형성되며, 후방으로 갈수록 일정한 직경을 갖는 직선부(130)와, 직선부(130)의 후방에 형성되며, 후방으로 갈수록 직경이 증가하는 경사부(140)를 포함하여 형성된다. 경사부(140)는 볼록부(120)의 후방 직경보다 큰 직경을 갖는 후미부(150)를 연결시키기 위한 구성이며, 직선부(130)는 볼록부(120)에서 경사부(140)로 바로 이어질 경우 유동이 급격히 압축되는 것을 방지하도록 형성될 수 있다.

후미부(150)는 경사부(140)의 후방에 형성되며 일정한 직경을 갖는다.

위와 같은 구성을 갖는 모델(100)은 마하파(도 3 참조)가 오목부(110)를 지나며 압축되고, 볼록부(120)를 지나면서 팽창되어 상쇄됨으로써 후미부(150)에서는 자유류 유동을 형성시키게 된다.

도면을 참조하여 본 발명의 일실시 예에 따른 지상시험모델(100)을 보다 구체적으로 설명하면, 도 7에는 본 발명의 일실시 예에 따른 지상시험모델(100)의 충격파 패턴 형성 과정에 대한 시뮬레이션 결과를 나타낸 분석도가 도시되어 있다.

본 발명의 모델(100)은 도시된 바와 같이 충격 상쇄 형상을 구비한다.

전술한 바와 같이 도 3b의 전면부에 반구 형상이 적용된 지상시험모델의 충격파 패턴에서는 무딘 표면으로 인해 앞단에서 수직 충격파가 생기고, 이후 궁형충격파가 형성되어 지상시험모델 표면으로부터의 경사각이 약 34 ° 로 매우 커짐으로써 그 저항에 의하여 충격파 이후의 유동은 마하수 6을 유지 못하게 됨을 알 수 있었다.

반면 본 발명은 풍동에서 발생되는 수직 충격파가 모델(100)과 접촉 후 약 200μs 가 지나면 충격파가 일정한 위치에서 유지가 되는 정상유동상태(steady-state flow)(SSF)에 도달하게 된다.

즉 모델(100)의 첨단(P1)에서는 마하파(mach wave)가 형성되어 충격파가 보이지 않고, 이후 변곡점(P2)까지는 오목부(110)를 경유함에 따라 마하파의 압축이 진행된다. 이후 변곡점(P2) 없이 오목한 곡률의 곡면이 계속될 경우 마하파가 지속적으로 압축되어 생긴 강한 충격파로 인해 큰 저항을 받아 공기유동이 마하수 6을 유지하기 어렵게 된다.

따라서 변곡점(P2) 이후 볼록부(120)를 통해 곡률이 변화되어 변곡점(P2) 이전에 압축된 마하파가 변곡점(P2) 이후 적정한 각도로 팽창이 진행되도록 볼록부(120) 표면과의 상대적 경사각이 증가하게 된다. 이에 따라 압축과 팽창이 상쇄된 유동 흐름이 모델(100)의 연결부(130, 140)를 따라 후방으로 흐르게 되고 후미부(150)에서는 표면으로부터 약 9.6 ° 전후 범위 이내까지 팽창한 유동이 이어지게 된다. 즉 도 1에 도시된 실제 우주발사체(100)의 후미에서의 공기 유동과 유사한 흐름이 나타나도록 구현이 가능하게 된다.

즉 변곡점(P2) 전후로 이어지는 곡면형태가 적용되지 않은 지상시험모델의 경우 충격파의 퍼짐으로 인해 후단에서 실제 목표로 한 유동조건을 모사할 수 없으므로 실제 우주발사체에서 일어나는 유동현상과 동일한 형태의 정확한 공력특정 및 가시화 이미지측정(visualization measurement)이 불가능하다.

따라서 본 발명은 해당 원리에 입각한, 전술한 바와 같은 'shock free 형상' 을 적용함으로써 우주발사체 및 초음속/극초음속 비행체 목표 환경(고도)에서의 비행체 주변 공기 유동에 대한 모사 실험을 진행할 수 있게 되었으며, 실제 발사체 및 비행체에 미칠 영향에 대한 데이터베이스를 구축할 수 있게 된다.

도 8에는 실제 우주발사체의 천이구간을 1:100으로 축소한 형태의 지상시험모델(100)의 정면도가 도시되어 있다.

도시된 모델(100)은 유동 시뮬레이션에 사용되는 일실시 예로서 모델(100)의 각 부분의 치수를 나타내며 그 단위는 mm이다. 반원으로 도시된 부분은 모델(100)의 오목부(110)와 볼록부(120)의 곡률에 해당하는 원을 도시한 것으로 제1 반원(111)은 오목부(110)의 곡률에 해당되고, 제2 반원(121)은 볼록부(120)의 곡률에 해당된다. 'Φ' 는 지름을 표시한다.

이러한 오목부(110)는 지름이 110mm 인 원에 해당되는 곡률을 갖고, 볼록부(120) 역시 지름이 110mm 인 원에 해당되는 곡률을 갖도록 구성된다. 즉 오목부(110)의 곡률과 볼록부(120)의 곡률은 동일하다.

도 9에는 선두부(110, 120)의 길이와 직경에 따라 오목부(110) 및 볼록부(120)의 곡률에 상응하는 원의 반지름(R)과 원호에 해당하는 각도(θ)를 산출하기 위한 도면이 도시되어 있다.

선두부(110, 120)의 길이 V(vertical length)가 51.5mm 이고, 선두부(110, 120)의 후단 반경 H(horizontal length)가 13mm 인 선두부(110, 120)의 조건에 대하여 실험적으로 확인된 대칭 형태의 오목부(110)와 볼록부(120)의 원호(arc)에 대한 치수 및 비율은 다음과 같다. 오목부(110) 및 볼록부(120)의 곡률에 상응하는 원의 반지름(R)은 55mm 이고, 원호에 해당하는 각도(θ)는 28 ° (rad=0.488692)이다. 따라서 원호의 길이 R*rad는 26.87807 이다.

이때 지상시험모델의 V와 H가 변화하더라고 제한 조건으로 고정될 수 있는 매개 변수(parameter)는 두 가지로 정의될 수 있고, 제1 매개변수(P1)는 V/D (여기서 D는 선두부 후단의 직경)이고, 제2 매개변수(P2)는, V/(R*rad) 이다.

따라서 위 식에 실험적 수치를 대입하게 되면, V/D는 1.980769이고, V/(R*rad)는 1.91606 으로 정의될 수 있다.

위 매개 변수를 이용하여 V 또는 H에 따른 R과 θ 값을 구하는 방법에 대하여 설명하기로 한다.

일예로 V : 103mm 인 경우 위 제1 매개 변수(P1)에 의해 D 값은 52mm 로 결정되며, 오목부(110) 및 볼록부(120)의 곡률에 상응하는 원호의 길이 R(θ)은 위 제2 매개 변수(P2)인 V/(R*rad)=1.91606 을 통해 53.75615 임을 알 수 있다. 위 V, D, R*rad 값에 따른 모델 설계를 위한 R과 θ 값은 아래 수식을 통해 구할 수 있다.

우선 코사인 제2 법칙(수식 1)은 아래 식과 같다.

(수식 1)

좌변 항에 위 V값과 H(=D/2)값을 대입하면, 좌변항의 값은 2821.25 (mm²)인 것을 알 수 있다. 이를 수식 1에 대입하면 아래 식(수식 2)이 도출된다.

(수식 2)

위 식에서 R과 θ 값을 반복 계산법을 통해 계산하게 되면, R=100.3298 mm 이고, θ 값은 0.535794(=30.6987 °) 임을 알 수 있다.

위와 같이 축척이 2배로 커지더라도 단순히 원호에 대한 치수가 2배가 되지 않고 위 수식 1 및 2를 통해 최적의 조건을 갖는 비율이 존재함을 확인하였다.

본 발명의 상기한 실시 예에 한정하여 기술적 사상을 해석해서는 안 된다. 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 당업자의 수준에서 다양한 변형 실시가 가능하다. 따라서 이러한 개량 및 변경은 당업자에게 자명한 것인 한 본 발명의 보호범위에 속하게 된다.

100 : 지상시험모델
110 : 오목부 120 : 볼록부
130 : 직선부 140 : 경사부
150 : 후미부
P1 : 첨단
P2 : 변곡점

Claims

선두부와 후미부를 포함하는 우주발사체 지상시험을 위한 지상시험모델에 있어서,
상기 지상시험모델의 선두부는,
선두에서 후방으로 갈수록 내측으로 오목한 곡률 곡면을 갖는 오목부; 및
상기 오목부의 후방에 형성되며 후방으로 갈수록 외측으로 볼록한 곡률 곡면을 갖는 볼록부; 를 포함하고,
상기 오목부와 볼록부의 경계선에 변곡점이 형성되는, 압축파 및 팽창파 상쇄 기능을 갖는 우주발사체의 지상시험모델.
제 1항에 있어서,
상기 선두부는,
선두에 첨단이 형성되어 유동 시험 시 상기 선두에서 마하파를 발생시키는 것을 특징으로 하는, 우주발사체의 지상시험모델.
제 2항에 있어서,
상기 지상시험모델은,
상기 볼록부의 후방에 형성되며, 길이 방향을 따라 일정한 직경을 갖는 직선부; 및
상기 직선부보다 큰 직경을 갖는 후미부와 상기 직선부를 연결하도록 상기 직선부의 후방에 형성되며 후방으로 갈수록 직경이 늘어나는 경사부;
를 더 포함하는, 우주발사체의 지상시험모델.
제 1항에 있어서,
상기 오목부의 곡률과 상기 볼록부의 곡률은 동일하며, 상기 오목부의 단면 호의 길이와 상기 볼록부의 단면 호의 길이도 동일한 것을 특징으로 하는, 우주발사체의 지상시험모델.
제 1항에 있어서,
상기 선두부의 길이가 V이고, 상기 선두부의 후단 직경이 D인 경우
V와 D는 아래 식 1에 의해 결정되는 것을 특징으로 하는, 우주발사체의 지상시험모델.
제 5항에 있어서,
상기 V와 D에 따른 상기 오목부 및 상기 볼록부의 단면 호의 길이를 구하기 위한 매개 변수(P2)는, 아래 식 2에 의해 결정되고, V, D 및 R*rad 에 따른 상기 오목부 및 상기 볼록부의 곡률에 상응하는 원의 반지름(R)과, 원호에 해당하는 각도(θ)는 아래 식 3에 의해 산출되는 것을 특징으로 하는 우주발사체의 지상시험모델.