항공우주산업기술동향 12권2호 (2014) pp. 43~50
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기술동향
SETF(Scramjet Engine Test Facility)를 위한
초음속 노즐의 수치해석 및 실험적 연구
이경재*, 양인영*, 이양지*, 김춘택*1)
Numerical and Experimental Research of
Supersonic Nozzle for SETF
Lee, Kyung-Jae*, Yang, In-Young*, Lee, Yang-Ji*, Kim, Chun-Taek*
ABSTRACT
Korea Aerospace Research Institute has started the research and design of a scramjet engine and its test
facility since 2000, and completed the development of the facility in July 2009. SETF(Scramjet Engine Test
Facility), is a blow-down type wind tunnel equipped with a two-dimensional supersonic nozzle which is
designed to exchange easily as flight Mach number condition. In this paper, numerical analysis and
performance test for a brand-new supersonic nozzle of SETF is described. The nozzle is designed for flight,
pressure and temperature condition of Mach 6, 30 bar and 1,300K, respectively. According to test results,
brand-new supersonic nozzle can simulate Mach 6 flow condition properly.
초 록
한국항공우주연구원은 극초음속 공기흡입식 추진 기관에 대한 연구를 2000년부터 지속적으로 추진하면서
이를 시험하기 위한 시험설비를 2009년 7월 완공하였다. SETF(스크램제트 성능시험설비)는 기본설계 단계에
서부터 시험부에 장착되는 2차원 형태의 노즐을 마하수에 따라 교체가 용이하도록 설계된 불어내기식 풍동
설비이다. 이 논문에서는 시험설비에 장착될 마하 6 노즐을 설계하고 수치해석과 시험을 통하여 최종 검증하
는 단계별 내용에 대하여 기술하였다. 노즐 입구 조건은 현재 시험설비의 성능 한계에 따라 압력 30 bar, 온도
1,300 K으로 설계되었으며, 시험 결과 새로 제작된 초음속 노즐이 원하는 마하수 분포를 보이고 있음을 확인
할 수 있었다.
Key Words : Scramjet Engine(스크램제트 엔진), SETF(스크램제트 성능시험설비), Supersonic Nozzle(초
음속 노즐), SAH(축열식 가열기)
* 이경재, 양인영, 이양지, 김춘택, 한국항공우주연구원 항공기술연구소 항공엔진실 엔진시스템팀
lucia01@kari.re.kr, iyyang@kari.re.kr, mars336@kari.re.kr, ctkim@kari.re.kr
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1. 서 론
스크램제트 엔진과 램제트 엔진은 음속을 뛰어넘는
공기흡입 추진기관이며, 1913년 Rene Lorin에 의하여
이러한 방식에 대한 가능성이 제기된 후 현재까지 지
속적으로 연구가 수행되고 있다[1]. 이러한 공기흡입
식 초음속 엔진은 로켓 엔진에서 무게의 큰 부분을 차
지하는 산화제 탱크가 필요 없기 때문에, 로켓을 대체
하여 경제적인 발사체 운용을 가능하게 한다. 또한, 전
세계 어느 곳이든지 몇 시간 안에 도달할 수 있는 초음
속 항공기에 적용될 수도 있다.
이러한 램제트 및 스크램제트를 연구하는데 있어서
가장 큰 걸림돌은 이러한 초음속 공기흡입식 엔진들이
비행하는 조건을 모사하여, 비행시험 전에 성능을 파
악하고 운용 가능여부를 연구할 수 있는 시험설비가
부족하다는 것이다. 초음속 공기흡입식 엔진들은 극초
음속 영역에서 운용되면서 공력저항 및 공력가열을 경
험하게 된다. 정확한 시험조건의 모사를 위해서는 고
온고압의 공기를 공급할 수 있는 설비가 요구되지만,
이러한 설비는 제작에 매우 많은 예산이 요구되어 확
보가 어렵다[2].
한국항공우주연구원(이하 항우연) 엔진시스템팀은
극초음속 공기흡입식 추진기관에 대한 연구를 2000년
부터 지속적으로 추진하면서 이를 시험하기 위한 시험
설비의 설계에 착수하였다. 설계 착수 시점에서 본 시
험설비는 시험 대상을 스크램제트 엔진, 램제트 엔진
및 고성능(고압 및 고온) 가스터빈 엔진 성능 시험에도
활용할 수 있는 시험 설비로 제작하는 것을 목표로 하
였다. 따라서 시험부 및 노즐을 용이하게 교체할 수 있
도록 하여 설비의 시험 영역이 확장성을 충분히 가질
수 있도록 하였다. 2009년 7월 연소 공기 가열시스템
및 일부 시설을 제외한 극초음속 공기흡입식 시험 설
비가 완공되었으며, 완공된 시험설비는 스크램제트 엔
진 시험설비(이하 SETF)로 명명하였다[3-4].
SETF는 불어내기식 시험설비로 고압으로 압축되어
있는 공기탱크로부터 공급된 공기를 축열식 가열 시스
템으로 가열한 후 시험부에 장착된 노즐을 통과하면서
팽창시켜 엔진의 시험 조건을 모사하는 방식을 취하고
있으며, 공기 이젝터를 구동하여 고고도 조건을 구현
한다.
SETF는 기본설계 단계에서부터 시험부에 장착되는
노즐을 2차원 형태로 설정하여 마하수에 따라 교체가
용이하도록 설계하였으며, 현재까지 마하 3.5, 5.0 및
6.7 노즐을 보유하고 있다.
본 논문에서는 마하 6 시험을 준비하는 과정에서 수
행하였던 SETF에 장착될 마하 6 노즐의 설계, 수치해
석을 통한 설계검증 및 성능시험을 통한 최종 검증까
지 각 단계에 대하여 기술하였다. 노즐 입구 조건은 현
재 SETF의 성능 한계에 따라 압력 30 bar, 온도 1,300K
로 설정하였으며, 노즐도 이와 같이 설계하였다.
비행 마하수 6의 조건을 모사하기 위해서는 고온으
로 가열된 고압의 공기가 초음속 노즐을 통과하여 시
험부 내부로 유입이 되어야 한다. 그렇기 때문에 마하
6 노즐을 제작하기 전에 수치해석을 통해 고압/고온
의 공기로 인한 노즐의 손상 가능여부를 판단하는 것
은 고압/고온의 공기로 인한 노즐의 손상은 경제적인
손실을 가져올 뿐만 아니라, 인명 피해도 야기할 수 있
기 때문에 매우 중요하다고 할 수 있다[5].
2. 본 문
2.1 마하 6 노즐 공력설계
항우연 SETF의 마하 6 노즐은 실험물체의 사이즈
를 고려하여 노즐 출구 사이즈가 200 mm × 200 mm
가 되도록 설계를 진행하였다. 또한 노즐 전체 길이는
SETF 시험부와 축열식 가열기 사이의 거리를 고려하
여 전체 길이가 1,490 mm와 1,600 mm 사이가 되도록
하였다. 공력 설계 및 경계층 보정 프로그램은 본 연
구원이 기보유하고 있는 노즐 설계 프로그램을 활용
하였다[6].
Fig. 1 Supersonic Nozzle Contours of Mach 6.0
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먼저 설계 마하수 6, 출구 높이 200 mm를 고려하여
노즐 목 높이를 계산하였다. 이 때 노즐 목 높이는 1.85
mm이며, 팽창각도는 7°로 설계하였다. 공력 설계 프
로그램을 통하여 도출된 마하수는 6.01 이었으며, 전
체 길이와 노즐 출구 높이는 각각 1502.34 mm 와
100.03 mm 이었다. 이러한 결과값을 바탕으로 경계층
보정 프로그램을 통한 재해석 결과 노즐 출구 높이를
124.06 mm 으로 확정하였으며, Fig. 1과 같이 노즐의
입구와 전체길이는 각각 110 mm 와 1562.77 mm로 설
계되었다.
2.2 마하 6 노즐 공력설계 검증
설계된 노즐은 제작하기 전에 공력 해석을 통해 유
동 분포를 검증하였다. 검증을 위하여 상용코드인
FLUENT를 활용하였다. 계산의 효율성을 높이기 위하
여 2차원으로 해석하였으며, 대칭면을 적용하여 전체
노즐에서 상부면만을 수치해석 영역으로 설정하였다.
격자는 직교성을 높이기 위하여 모두 사각형 격자로 구
성하였으며, 노즐입구의 경계조건은 시험설비에서 공
급가능한 압력과 온도인 30 bar와 1,300 K를 적용하였
다. 노즐출구는 1.9 kPa과 5.0 kPa로 설정하여 노즐출구
압력에 따른 유동의 변화를 비교해보고자 하였다.
Figure 2는 본 수치해석에 사용된 격자의 모양이다.
Fig. 2 Mesh for Numerical Analysis of M=6 Nozzle
본 수치해석에 활용된 클러스터는 1개의 본체와 4
개의 서브노드로 구성되었으며, 66개의 CPU로 계산
을 수행할 수 있다. 이러한 클러스터를 활용하여 설비
에 공기를 공급하여 주는 초음속 노즐에 대한 설계결
과를 검증해 보았다.
Figure 3은 전방에서 1,300 K의 온도를 갖는 30 bar
의 공기가 공급되고 후방의 압력은 1.9 kPa이 되는 경
우를 수치해석으로 분석해 본 결과이다. 수치해석 결
과 값을 보면 설계 시 원하던 마하수 6의 공기가 무리
없이 시험부 내부로 유입되고 있음을 알 수 있다. 이 조
건은 설비입장에선 최악의 조건으로 내부온도가 높고
후방압력이 낮아 설비에서 구현은 가능하지만, 설비의
손상이 생길 수도 있는 조건이다. 이 때문에 압력 또는
온도 조건을 하향 조정하여 설비에서 안전하게 구현할
수 있는 조건에서도 원하는 실험이 되는지에 대한 판
단이 필요하였다.
Fig. 3 Numerical Analysis Result (1,300 K+1.9kPa)
Figure 4의 수치해석 결과는 전방의 조건은 앞서 수
행한 수치해석 결과와 동일하게 유지하고 후방의 압력
을 5 kPa로 증가시켰을 때의 그래프이다.
Fig. 4 Numerical Analysis Result (1,300 K+5.0kPa)
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현재 항우연 엔진시스템팀에서 보유하고 있는 공기
공급시스템과 이젝터를 활용하여 구현할 수 있는 최저
후방압력 조건은 약 3 kPa 이다. 1.9 kPa의 후방압력을
구현하기 위해선 이젝터의 형상이 변경되거나 보다 많
은 유량의 공기가 이젝터로 공급이 되어야 한다. 보다
많은 유량의 공기를 이젝터로 공급한다는 것은 실험설
비를 활용하여 획득할 수 있는 시험가용시간의 감소를
의미한다. 시험가용시간을 감소시키지 않으면서 1.9
kPa의 압력을 구현하기 위해선 고압공기시스템의 공
기용량을 증가시키거나 압력비가 더욱 높은 압축기를
사용하여 압축비를 높여야 한다. 더욱 높은 압축비의
압축기를 구매하거나 고압공기의 용량을 증가시키기
위해선 약 10억 원 이상의 예산이 필요하다. 그렇기 때
문에 후방압력을 높이는 것은 경제적으로 설비를 운용
하기 위한 필수조건이라고 할 수 있다.
Figure 4의 결과를 보면 후방압력을 5.0 kPa로 증가
시켰을 때에 노즐의 출구면에서 유동의 박리가 일어나
원하는 속도가 유지되는 유동의 영역이 감소하였음을
알 수 있다. 수치해석 결과에 따르면 후방 압력이 1.9
kPa 이였을 때에 마하수 6의 유동이 균일하게 분포되
어 있는 영역은 노즐의 중심에서부터 약 75 mm의 거
리까지이다. 그 이후의 영역에서는 마하수 6을 기준으
로 하였을 때에 99%의 영역에서 벗어나기 때문에 경
계층으로 분류할 수 있다. 하지만 후방 압력이 5.0 kPa
이였을 때에 마하수 6의 유동이 균일하게 분포되어 있
는 영역은 노즐의 중심에서부터 약 63 mm의 거리까지
이다. 약 12 mm의 거리가 줄어들었으며, 이는 상부면
계산결과만을 기준으로 한 값이기 때문에, 하부면까지
고려한다면 시험부에서 마하수 6의 유동이 고르게 분
포하는 높이가 약 24 mm 정도 감소한 것이다. 노즐 출
구면의 높이가 200 mm 이므로 이를 감안한다면 24
mm의 감소는 약 10% 이상의 감소를 보이는 것이다.
하지만, 만약 시험물체가 충분히 작게 설계되어 24
mm의 감소에도 불구하고 마하수 6의 유동에 충분히
들어올 수만 있다면, 후방 압력의 증가로 인한 시험영
역의 감소에도 불구하고 시험이 가능할 것으로 판단된
다. 즉, 감소한 영역에도 불구하고 시험물체가 마하수
6의 속도가 유지되는 영역 안에 포함되는 것을 보장할
수 있다면, 실제 시험을 수행할 때에 5.0 kPa로 후방 압
력을 유지해도 시험이 가능할 것이다.
2.3 마하 6 노즐 냉각설계
마하 6 극초음속 노즐은 고온 고압의 입구 공기에
노출되므로 노즐을 보호하기 위한 노즐의 냉각 설계가
필요하다. 노즐의 냉각 방식에는 노즐의 내부에서 냉
각하는 방식과 외부에 냉각 유로를 구성하여 냉각하는
방식이 있을 수 있다. 하지만 노즐 내부에 냉각 유로를
구성하는 방식은 제작성이 좋지 않다고 알려져 있기
때문에, 이번 설계에서는 고려하지 않고 노즐 외부에
냉각 유로를 구성하는 방식을 적용하기로 하였다.
Fig. 5 Schematic of Regeneratively Cooled Rocket
Engine Combustion Chamber (Ref. 9)
NASA Ames Research Center의 극초음속 설비는
노즐 목 부분 전체를 냉각 재킷으로 감싸되 전체를 서
로 다른 3개의 냉각 유로를 구성하여 제작성을 확보하
였다[7]. 이러한 냉각 재킷 외에도 Fig. 5와 같이 로켓
추력노즐에서 활용되고 있는 재생냉각 방식도 적용이
가능하다[8-9].
SETF에서 활용하고 있는 마하 6.7의 기존 노즐은 노
즐 전체를 탄소강 계열의 재질로 제작을 하였다. 마하
6.7의 조건의 실험은 공력 성능을 확인하기 위한 시험
이었기 때문에, 고온의 유동이 필요치 않았기 때문이
다. 하지만 마하 6의 성능시험에서는 입구 온도를
1,300 K까지 가열을 해야 하기 때문에 노즐에 냉각을
적용하였으며, 이와 더불어 초음속 노즐에서 가장 열
부하가 심한 노즐 목 부분을 탄소강 계열이 아닌 냉매
에 의한 냉각효과가 높은 재질(C18200, 크롬동)을 활
용하여 제작하였다. 크롬동은 열전달률이 좋아서 재생
냉각형 액체로켓 엔진 연소기의 내벽에 주로 사용되는
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재료이다[10]. 냉매로는 가장 흔하고 활용성이 높은 물
을 적용하였으며 냉각 채널 형상은 기존에 마하수 5의
초음속 노즐에 적용된 형상을 그대로 적용하여 기본설
계를 수행하였다.
냉각 채널은 노즐 목 유로 주위로 위에 6개, 아래에
6개의 냉각 채널을 배치하고, 그와 직각으로, 6개의 냉
각 채널 사이에 공기 유로 좌우로 5개씩, 10개의 냉각
채널을 배치하여 총 냉각 채널 개수는 22개로 하였다.
2.4 마하 6 노즐 냉각설계 검증
수치해석을 통하여 유동의 속도장 분포를 파악하는
것 외에도 노즐에 공급되는 고온의 유동으로 인한 벽
면의 열전달 추이를 계산해 보는 것도 중요한 업무이
다. 이러한 벽면의 열전달 해석을 통하여 설계 중에 적
용한 재료가 실제 성능시험에서 발생하는 열을 충분히
견딜 수 있는지를 파악하는 것은 실험설비 설계 전에
필수적으로 거쳐야 하는 단계이다. 또한 수치해석을
통하여 설계 시 적용된 냉각수의 양과 냉각수 채널의
수량을 검증할 수 있다.
수치해석은 상용 코드인 FLUENT를 활용하여 수행
되었으며, 난류 유동은 Standard, k-ε 모델을 적용하였
다. 냉각수가 흐르고 있는 냉각 채널의 벽면에는 대류
열전달을 고려하였으며, 고온 및 고압의 공기가 흐르
고 있는 노즐의 벽면은 노즐의 두께를 고려하여 대류
및 전도에 의한 열전달을 적용하였다[9]. 공력성능 해
석과 마찬가지로 대칭면을 적용하고 직교성을 높이기
위하여 모두 사각형 격자로 구성하였다. 노즐입구의
경계조건은 시험설비에서 공급 가능한 압력과 온도인
30 bar와 1,300 K을 적용하였다.
Figure 6은 노즐에 약 1,300 K의 온도가 지나갈 때
노즐 벽면에서의 온도그래프이다. 노즐 벽면에 적용된
냉각수 채널의 위치 및 수량은 현재 운용 중인 마하수
5 노즐에 적용된 냉각수 채널 위치 및 수량을 참조하여
설계하였다.
Figure 6의 결과에 따르면, 1,300 K의 유동이 노즐을
지나갈 때, 노즐 목 전방에서 벽면의 온도가 최대 732
K까지 상승한다. 이러한 문제점 외에도 노즐 목 상류
의 기울기가 60°로 너무 급격하게 설계되어 첫 번째와
두 번째 냉각수 채널의 배치를 적용하여 실제 제작을
수행하기에 어려움이 예상되었다. 첫 번째 설계의 문
제점을 해결하기 위하여 냉각수 채널 위치 및 노즐 목
상류의 각도를 수정하는 재설계를 수행하였다.
Fig. 6 Temperature Distribution with Version 1
Figure 7은 재설계된 노즐에 대한 수치해석 결과이
다. 노즐 목에서의 온도가 앞서 수행하였던 결과에서
732 K였던 것에 반해, 재설계를 통하여 약 715 K까지
감소된 것을 확인할 수 있었다. 또한 노즐 목 상류의 기
울기를 60°에서 45°로 변경하였기 때문에 냉각수 채널
배치가 용이해 졌으며, 제작성도 향상되었다.
Fig. 7 Temperature Distribution with Version 2
노즐 목에서의 온도가 715 K라는 결과가 나왔지만,
이는 냉각수의 온도를 323 K로 가정을 하였을 때의 결
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과 값이다. 하지만 이는 실제 운용 중의 냉각수 온도보
다 높을 것이라고 판단된다. 마하 5 노즐을 운용할 시
냉각수는 약 293 K의 온도로 공급되어 출구에서 323 K
로 증가되었다. 이러한 온도 분포는 추운 겨울날에는
더욱 낮아질 것이므로, 323 K의 냉각수 온도는 최악의
조건을 가정한 것이라고 볼 수 있다. 또한 수치해석 결
과에서의 벽면 온도 값은 온도변화가 모두 안정되었을
때의 분포를 보여주고 있으나, SETF는 시험부로 공급
되는 고압 공기의 총량이 제한되어 있어 약 1분의 시간
동안만 가동이 가능하기 때문에 벽면의 실제 온도는
이보다 더욱 낮을 것으로 판단된다.
Figure 7의 설계를 적용하여 실제 제작을 수행하고
자 하였으나, 예상치 못한 제작상의 문제가 발생하였
다. 현재 설계된 초음속 노즐의 목의 높이는 3.7 mm이
며, 노즐 목 하류 부분의 길이는 192.6 mm이다. 냉각수
가 시험부로 누수 되는 것을 방지하기 위하여 노즐은
하나의 몸체로 가공이 되어야 한다. 하지만 노즐 목의
폭이 좁은 관계로 192.6 mm의 길이를 갖는 노즐을 하
나의 몸체로 가공하는 것이 불가능하였다. 이 때문에
노즐 목의 높이를 유지하기 위해서는 노즐 목 하류 부
분의 길이를 150 mm 이하로 감소시켜야 하였다. 이러
한 사항을 적용하기 위하여 두 번째 재설계를 수행하
였다.
Fig. 8 Temperature Distribution with Version 3
Figure 8은 두 번째 재설계된 노즐에 대한 수치해석
결과이다. 수치해석 결과 노즐 목에서의 최대온도는
약 700 K까지 감소하였다. 이는 첫 번째 설계결과보다
약 30 K이상 낮은 결과로 수치해석을 통한 재설계로
냉각성능이 향상되었음을 의미한다.
2.5 마하 6 노즐 설계검증 시험
신규 노즐 제작의 마지막 단계로 실제 노즐을 장착
하여 성능시험을 수행하였다. Figure 9는 실제 설계된
노즐의 모습이다.
Fig. 9 Mach 6 Nozzle for SETF
노즐 출구에서의 마하수를 측정하기 위하여 Fig. 10
과 같이 피토레이크를 십자형으로 제작하여 총 51개의
센서와 함께 설치 후 성능시험을 수행하였다.
Fig. 10 Rake for Validation of Supersonic Nozzle
피토레이크 성능시험은 Fig. 10과 같이 노즐의 출구
면에 피토레이크를 장착한 후 진행되었다. 노즐 전단
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조건은 공력 해석을 수행한 조건과 동일하게 하였고,
시험부 내부 압력은 설비에서 구현할 수 있는 최저 압
력인 약 3 kPa로 모사하였다. 피토레이크 및 노즐 출구
에서 측정으로 획득한 전압력, 정압력 및 노즐 전단의
정체실에서 측정한 전온도 값들을 활용하여 노즐 출구
에서의 마하수를 계산하였으며, 공력해석 결과와 비교
를 하였다. 비교 결과 공력해석 결과와 대부분의 영역
에서 일치함을 확인하였다. 다만, 실험 데이터를 분석
한 결과에 따르면 공력해석 결과에 비하여 실제 유동
에서의 경계층의 두께가 약간 증가하였음을 알 수 있
었다.
Fig. 11 Comparison with CFD and Test Results
Figure 11은 실험결과와 공력해석 결과를 비교한 그
래프이다. 앞서 언급한 바와 같이 공력해석 결과에 비
하여 실험결과의 경계층 두께가 증가하였음을 알 수
있다. 공력해석 결과에 따르면 노즐 중앙에서부터 약
79 mm 이후의 거리에서부터 경계층이 형성되었으나,
실험결과에서는 약 64 mm 이후의 거리에서부터 경계
층이 형성되어 약 15 mm 정도의 차이를 보이고 있음
을 알 수 있다. 이는 좁은 목 면적과 하나의 몸체로 가
공이 되어야 하는 노즐 제작상의 어려움으로 인한 오
차라고 판단된다. 64 mm의 경계층 두께는 공력해석
결과 중 후방 압력이 5 kPa 이였을 때와 비슷한 결과
로, 2.2절에서 언급하였듯이 실험 모델의 크기를 경계
층 두께를 고려하여 설계한다면 무리 없이 시험조건을
모사할 수 있을 것이라고 판단된다.
3. 결 론
항우연 엔진시스템팀에서 보유하고 있는 SETF의
시험영역 확장을 위해 마하수 6의 신규 노즐을 설계 및
제작하였으며, 실제 제작 전에 수치해석을 통한 신규
노즐의 설계 검증을 수행하였다.
공력해석을 통하여 신규 노즐의 출구면에서 원하는
유속이 형성됨을 확인하였으며, 이는 실제 실험결과와
도 일치하였다. 다만, 공력해석 결과에 비하여 실제 노
즐에서의 경계층의 두께가 증가하였는데, 이는 제작상
의 어려움으로 인한 오차 때문인 것으로 판단된다.
공력해석 외에도 노즐 벽면에서의 열전달 해석을
수행하여, 고온의 유동에서 노즐이 견딜 수 있도록 적
용된 냉각수 채널의 위치 및 수량에 대한 검증을 수행
하였다. 수치해석 결과를 바탕으로 두 번의 냉각수 채
널의 재설계를 수행하였으며, 수치해석을 통한 재설계
과정을 통하여 노즐 벽면에서의 냉각성능을 증가시킬
수 있었다.
이러한 수치해석을 통한 설계결과 검증으로 설비의
실제 운전 전에서부터 경제적인 이득을 얻을 수 있었
다고 해도 과언이 아니다. 이러한 수치해석 능력은 앞
으로 계속적으로 진행 될 시험의 수주 및 시험설비의
운용에 도움이 될 것이다. 또한 설비 개조에 대한 설계
검증을 통한 설계상의 문제점을 찾아서 혹시나 발생할
수 있는 경제적, 인적 손실을 방지할 수 있을 것이다.
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