초음속유동장에 분사된 이차분사 홀 주변에서의 열전달 특성 연구

국문 초록 (Abstract)

현재 전투기 및 우주 발사체들에서 사용되고 있는 추력방향제어(Thrust Vector Control)는 크게 기계적 굴절(mechanical deflection)방법과 이차 유체 주입(secondary fluid injection)방법이 있다. 기계적 방법으로 사용되는 기법은 제트 흐름속에 베인(vane)과 같은 부품을 설치해서 유동을 방해하여 추력 방향을 변화시키는 방법과 추력실 전체의 방향을 제어함으로써 추력을 제어하는 짐벌(gimbal)방식이 있다. 이러한 방법은 급격한 각도변화에 적용 할 수 있다. 그러나 주유동의 방향을 크게 바꿀 수 있다는 장점이 있지만, 복잡한 기계적 장치를 사용해야 되며, 이에 따른 무게의 증가가 불가피하다. 또한, 베인을 사용하는 경우에 베인 주위에 생성되는 충격파 등으로 인하여 큰 압력 손실이 발생하게 된다. 그리고 연소시 발생되는 산화 알루미늄 입자의 영향으로 기계적 장비의 삭마(ablation)현상이 발생하게 되는 문제가 있으며, 삭마된 베인의 유지보수를 위한 비용이 발생하게 되는 단점이 있다. 이차 유체 주입방법은 측면제트분사(side jet blowing)를 이용하거나, 엔진 노즐의 팽창플랩 부분에 이차유체를 분사시켜 주유동의 방향을 바꾸어 추력의 방향을 제어하는 방식이 있다. 이러한 유체주입방법은 기계적 방법과 달리 복잡한 기계적 장치와 무게의 증가 없이 단순한 장치만으로 추력방향을 제어할 수 있다. 또한 노즐 내부에 이차유체를 제트 분사시켜 축추력이 증가된다는 장점을 가진다. 그리고 베인교체와 같은 유지비용을 없앨 수 있으며, 배기 시스템의 출구 모양이 축대칭 단면이 아닌, 사각 단면과 같은 비축대칭 단면을 가진 형상에 쉽게 적용시킬 수 있다. 이러한 이유로 이차분사유동을 이용한 추력벡터제어법이 널리 쓰이기 시작했다.본 연구에서는 초음속 유동장내에 이차분사가 수직 또는 15도 기울어진 형태로 분사 될 경우 이차분사홀 주변에서의 열전달 특성을 연구한 것이다. 주유동과 이차분사의 운동량비를 각 0.5, 1.0, 1.5으로 하였으며, 수직분사와 15도분사에 대해 실험을 수행하였다. 주유동은 마하 3이며, 이차분사는 마하 1로 분사되었다. 이차분사홀 주변 유동장 구조를 파악하기 위하여 수치해석을 하였다. 수치해석 결과 홀의 상류부분에서 역압력구배의 증가와 유동의 점성력에 의해 1차박리가 일어났다. 1차박리에 의해 생성된 와류에 의해 2차박리가 일어났으며, 박리 후 유동은 홀 상류에 재부착이 일어났다. 그리고 홀 주변으로 말발굽 와류(Horseshoe vortex)가 일어난 것으로 파악되었다. 유막가시화 실험을 통해 수직분사 및 15도 분사의 경우, 홀 상류부분에 두 개의 박리선이 있음을 확인하였다. 그리고 제트운동량비가 증가할수록 박리선이 홀의 상류부분으로 이동함을 알 수 있었다. 이는 제트운동량비가 증가함에 따라 역압력구배가 커져 박리되는 부분이 홀 상류로 이동한 것으로 사료된다. 음영가시화를 통하여 박리 충격파(Separation shock)와 그릇모양 충격파(Bow shock)의 존재를 확인하였다. 적외선 카메라를 통하여 이차분사가 이루어지는 표면의 온도변화를 시간에 따라 기록하였고 표면에서의 열유속을 파악한 후 대류열전달계수를 도출한 실험을 통해 열전달 특성을 파악하였다. 테스트모델의 선단에서 발달한 경계층으로 인해 대류열전달 계수가 감소되는 경향이 있으나, 1차박리선 이후 대류열전달 계수는 증가하였다. 최대 대류 열전달 계수가 존재하는 곳은 이차분사홀의 양단 부분이다. 이는 말발굽 와류가 이차분사홀의 양단에 충돌하여 생긴 결과로 사료된다. 운동량비가 증가할수록 대류열전달 촉진지역은 증가하는 형태를 가지고 있었으며, 수직분사와 15도분사는 비슷한 형태의 대류열전달 촉진 지역을 보였다. 그러나 같은 운동량비에서 15도분사가 수직분사한 경우보다 더 높은 대류열전달 지역을 보이고 있었다.

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

The kinds of TVC(Thrust Vector Control which is used to change the direction of flights or missiles at initial start are mechanical deflection method and secondary fluid injection method. The mechanical deflection methods are the installation of jet vane which can disturb the freestream and the gimbal method which can change the direction of thrust chamber. Those methods can change the direction of freestream largely. But those methods have to use the complicated mechanical devices. Also it is not avoidable that the weight of flying objects are increased. Due to the shock wave which is generated around the jet vane, the large pressure loss happened. And due to the oxidized aluminum particle from propellent, the mechanical ablation phenomenon can be happenedIn the case of secondary fluid injection methods are the side jet blowing method and injection method at the nozzle. Those methods are different from the use of mechanical devices. It dose not need to the complicated mechanical devices and the increase of weight at the fly objects.This study is the heat transfer phenomenon around secondary injection hole when the secondary fluid is ejected into the supersonic flow field. The jet to freestream momentum ratios were 0.5, 1.0, 1.5 and the injection angle to freestream direction were normal and 15° inclined. The Mach number of freestream is 3 and the Mach number of secondary fluid is 1 using the choking condition.The numerical analysis is conducted to understand the field structure around the secondary injection hole. In the results of numerical analysis, the first separation is occurred in upstream of hole due to the increase of adverse pressure gradient and flow viscosity. The second separation is occurred due to the first separation. After the second separation, the reattachment is occurred between the second separation point and upstream of hole. The horseshoe vortex structure is observed around the secondary injection hole, too.In the oil and lampblack method, it is clearly observed the two separation lines. When the jet to freestream momentum ratios are increased, the separation lines are moved to upstream of hole because the adverse pressure gradient is increased with respect to the increase of jet momentum ratios. In the shadowgraph, the separation shock and bow shock is clearly observed.The heat transfer experiments were conducted using infra-red camera which can record the surface temperature distribution with respect to time. The heat flux is calculated using the temperature with respect to time. And the surface temperature and heat flux are used to calculate the convective heat transfer coefficient. The convective heat transfer coefficient is decreased due to the development of boundary layer from the test leading edge. After the first separation line, the convective heat transfer coefficient is increased due to the increase of turbulent. The maximum convective heat transfer coefficient was appeared in the side of injection hole because of the reattachment of horseshoe vortex. When the jet momentum ratio is increased, the convective heat transfer promotion area is large. In the case of normal injection and 15° inclined injection, both cases show the similar heat transfer promotion area. But in the case of same jet momentum ratio, 15° inclined injection shows the larger convective heat transfer distribution than normal injection.