TBCC 엔진의 2차원 가변형 흡입구 설계 :Design of Two-Dimensional Variable Inlet for TBCC Engine

김영진

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자료유형: 학위논문

저자정보: 김영진 (인하대학교, 인하대학교 대학원)

지도교수: 이형진

발행연도: 2023

저작권: 인하대학교 논문은 저작권에 의해 보호받습니다.

이용수9

이 논문의 연구 히스토리 (10)

2023

TBCC 개폐문 각도별 경계층 특성이 흡입구 성능에 미치는 영향

김영진 , 고봉기 , 박수형 외 1명 한국항공우주학회지 2023.02 학술저널

TBCC 엔진의 2차원 가변형 흡입구 설계

김영진 항공우주공학과 2023.01 학위논문

2022

Wedge형 가변 흡입구 개념 설계

김영진 , 이형진 한국추진공학회 학술대회논문집 2022.11 학술대회자료

2차원 Wedge형 가변 흡입구 개념 설계

김영진 , 이형진 한국추진공학회 학술대회논문집 2022.05 학술대회자료

초고속 복합추진시스템 운용 조건별 흡입구 성능 전산해석

김영진 항공우주정보시스템공학과 2022.01 학위논문

2021

Splitter Cowl을 이용한 모드천이 과정에서 이중유로 TBCC 흡입구 성능 분석

김영진 , 박수형 한국추진공학회 학술대회논문집 2021.11 학술대회자료

터보제트 복합추진시스템 흡입구의 배압 영역별 내부유로 유동박리 및 블리드 유량 변화 분석

김영진 , 한송이 , 박수형 한국전산유체공학회지 2021.09 학술저널

스크램제트 비행체 선두부의 bluntness가 흡입구 성능에 미치는 영향

김영진 , 박수형 한국항공우주학회 학술발표회 초록집 2021.07 학술대회자료

2020

Bleed 제어가 적용된 이중유로 초음속 흡입구의 유동해석 및 배압에 따른 흡입구 성능분석

김영진 , 박수형 한국추진공학회 학술대회논문집 2020.11 학술대회자료

Bleed 경계조건과 배압을 고려한 2차원 극초음속 복합추진시스템 흡입구 유동해석

김영진 , 박수형 한국전산유체공학회 학술대회논문집 2020.10 학술대회자료

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초음속 및 극초음속 영역에서 운용되는 공기흡입식 고속추진기관에 대한 연구가 활발히 수행되고 있다. 공기흡입식 고속추진기관은 연소 마하수에 따라 램제트, 스크램제트 엔진으로 나눌 수 있다. 이러한 램제트, 스크램제트 엔진은 일반적인 터빈 엔진의 압축기 역할을 흡입구에서 발생하는 충격파가 대신하여 흡입구에 대한 설계가 중요하게 여겨지며, 고속 영역에서는 높은 효율을 보이나 아음속 및 정지 상태에서 추력을 발생시킬 수 없다는 특징이 있다. 따라서 단독으로 사용되지 못하기 때문에, 정지 상태에서의 운용을 고려하여 다른 추진 시스템과 결합한 복합 추진 시스템의 형태로 개발되고 있다. 복합 추진 시스템은 크게 로켓 엔진과 결합한 RBCC(Rocket Based Combined Cycle)와 터빈 엔진과 결합한 TBCC(Turbine Based Combined Cycle)로 구분되며, 기존의 추진 시스템에 비해 광범위한 고도 및 마하수에서의 운용이 요구된다. 본 연구에서는 이러한 광범위한 비행 영역을 고려하여 설계 조건을 설정하고, 이를 만족하는 여러 형태의 흡입구를 설계하였다. 이후 전산해석을 통해 각 흡입구에 대한 성능 분석을 진행하였다. 설계 조건으로는 마하수 별 요구 유량을 계산하여 설정하였다. 요구 유량 설정 절차는 가장 먼저 현재 개발 중이거나, 개발되었던 비행체들의 제원들을 분석하여 비행체의 크기 및 공력 특성을 가정하고, 이후 비행 마하수에 따른 고도 및 비행 데이터를 설정하여 요구 추력과 비추력을 계산한 후 최종적으로 요구 유량을 도출하였다. 흡입구 형상 설계의 경우, 가변 여부에 따라 고정형 흡입구와 가변형 흡입구로 나누어 설계하였다. 먼저 고정형 흡입구는 축대칭 내부 압축형 흡입구인 Busemann 흡입구와 3개의 cone 각도를 가지는 외부 압축형 흡입구, 등엔트로피 압축면을 적용한 외부 압축형 흡입구, 총 3가지 형태의 흡입구를 선택하여 설계하였으며, 마하 7을 기준으로 압축면의 길이나 크기, 압축 범위 등 모두 동일한 조건을 만족하도록 설정하였다. 가변형 흡입구의 경우 설계의 기준이 되는 최대 운용 마하수를 7로 설정하여 앞서 계산한 마하수 별 요구 유량을 만족하도록 설계하였다. 각 흡입구들은 점성 효과를 고려하여 경계층 보정을 수행하였으며, 이후 전산해석을 통해 설계 조건의 만족 여부와 각 마하수 조건에서의 성능을 분석하였다. 전산해석 결과, 고정형 흡입구의 경우 설계 마하수보다 낮은 마하수에서 설계 조건인 요구 유량을 만족하지 못하였으며, 이에 반해 가변형 흡입구의 경우 모든 마하수에서 요구 유량을 만족하는 것을 확인하였다.

Research has been conducted on the air-breathing high-speed propulsion engine operated in the supersonic and hypersonic regions. According to the combustion Mach number, the air-breathing high-speed propulsion engine may be divided into a ramjet and a scramjet engine. These ramjet and scramjet engines replace the general turbine engine''s compressor role with shock waves generated at the inlet, which show high efficiency in the high-speed area. Still, they cannot generate thrust at subsonic speed and rest. Therefore, it is not used alone and is being developed in the form of a complex propulsion system combined with other propulsion systems. The integrated propulsion system is divided mainly into RBCC (Rocket Based Combined Cycle) combined with a rocket engine and TBCC (Turbine Based Combined Cycle) combined with a turbine engine, and requires 0extensive altitude and Mach number operation compared to combined propulsion systems. This study established design conditions considering these broad flight areas, and various intakes were designed to satisfy them. After that, the performance analysis for each inlet was conducted through computerized analysis. The required mass flow rate was calculated and set as a design condition. The size and aerodynamic characteristics of the aircraft were assumed through the specifications of the currently developed or developed aircraft. After that, altitude and flight data according to the flight Mach number were set to calculate the required thrust and specific thrust, and then the required mass flow rate was finally derived. Finally, the required mass flow rate was calculated. In the case of the inlet shape design, it was designed by dividing it into a fixed inlet and a variable inlet, depending on whether it was variable or not. First, the fixed intake was designed to satisfy the same conditions based on Mach 7, with Busemann intake, which is an axisymmetric internal compression inlet, an external compression inlet with three deflection angles, and an external compression inlet using an isentropic compression surface. The variable intake is designed to satisfy the required mass flow rate for each Mach number calculated above by setting the maximum operating Mach number to 7. Each inlet performed boundary layer correction in consideration of the viscous effect. Then, numerical simulation analyzed whether the design conditions were satisfied and the performance under each Mach number condition. The computerized analysis showed that the design condition of the fixed inlet did not satisfy the required mass flow rate in Mach number lower than the design Mach number. In contrast, the variable intake met the required mass flow rate in all Mach numbers.

#극초음속 흡입구 #등엔트로피 압축면 #터빈 기반 복합 사이클 #가변형 흡입구

제 1 장. 서론 1
1.1 연구 배경 1
1.2 연구 동향 5
1.3 연구 목표 9
제 2 장. 고정형 흡입구 설계 기법 11
2.1 고정형 흡입구 형상 설계 11
2.1.1 Busemann 흡입구 11
2.1.2 3단 외부 압축형 흡입구 13
2.1.3 등엔트로피 외부 압축형 흡입구 14
2.1.4 흡입구 truncation 15
2.1.5 흡입구 내부 높이 영향 분석 16
2.1.6 경계층 보정 17
2.2 흡입구 성능 분석 18
2.2.1 전산해석 기법 19
2.2.2 성능 변수 24
2.2.3 설계점 성능 특성 25
2.2.4 비설계점 성능 특성 29
2.2.4.1 받음각 영향 29
2.2.4.1 마하수 영향 34
제 3 장. 가변형 흡입구 설계 기법 42
3.1 마하수에 따른 요구 유량 42
3.1.1 비행체 제원 42
3.1.2 마하수에 따른 비행 데이터 44
3.1.3 TSFC & Specific thrust 47
3.1.4 요구 추력 및 요구 유량 51
3.2 가변형 흡입구 형상 설계 53
3.2.1 흡입구 종류 및 설계 조건 53
3.2.2 Scramjet mode 형상 설계 55
3.2.3 Turbo-Ramjet mode 형상 설계 58
3.3 흡입구 성능 분석 62
3.3.1 전산해석 기법 62
3.3.2 2차원 전산해석 결과 64
3.3.3 3차원 전산해석 결과 68
제 4 장. 결론 71
제 5 장. 참고문헌 74

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