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고영재 순
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1 J. Comput. Fluids Eng. Vol.23, No.1, pp.77-85, / 77 무인전투기의배기노즐형상및 에따른 열유동장특성에관한전산해석 이지현, 1 이현진, 2 양병주, 2 명노신, *1 김원철 3 1 경상대학교기계항공공학부 2 경상대학교항공우주특성화대학원 3 국방과학연구소제 7 기술연구본부 NUMERICAL ANALYSIS OF THERMAL FLOW FIELD ACCORDING TO SHAPE OF EXHAUST NOZZLE OF UCAV AND JET ON/OFF J.H. Lee, 1 H.J. Lee, 2 B.J. Yang, 2 R.S. Myong *1 and W.C. Kim 3 1 Dept. of Mechanical and Aerospace Engineering, Gyeongsang National University 2 Specialized Graduate School of Aerospace Engineering, Gyeongsang National University 3 The 7th Research and Development Institute, Agency for Defense Development To reduce the IR signal of UCAV, geometrically deformed nozzles are often used in the propulsion system. However, the application of deformed nozzles can significantly affect the after-body shape of the flying vehicle, which may cause unexpected changes in the drag and thrust. In this study, the flow field of an unmanned combat fighter with a shape deformed nozzle in flight was analyzed using a CFD code. Special emphasis was placed on the effects of shape-deformed nozzle on the drag coefficient and thrust. In the case of shape deformed nozzle, the deformations of the nozzle affected the local flow field near the nozzle exit of aircraft and, as a result, induced a low drag coefficient, compared to the conventional axisymmetric nozzle. On the other hand, it was shown that the result in the thrust showed no significant difference, thanks to the smooth shape of deformed nozzle. Key Words : 전산유체역학 (CFD), 무인전투기 (Unmanned Combat Aerial Vehicle), 항력계수 (Drag Coefficient), 추력 (Thrust) 1. 서론 무인항공기는기체에탑재된센서또는 GPS 를이용하여 운용자가원격으로조종하거나항행시스템을입력하여운용 하도록설계된비행체이다. 항공기술의발전에따라다양한 무인항공기가개발되고있으며, 인간이항공기에탑승하지 않아극한환경이나위험한임무를수행하는데유용하게이용 될수있다. 무인전투기 (Unmanned Combat Aerial Vehicle; UCAV) 는무 인기중전술임무를수행할수있도록무기체계가갖추어 Received: November 7, 2017, Revised: March 21, 2018, Accepted: March 21, * Corresponding author, myong@gnu.ac.kr DOI C KSCFE 2018 진항공기이다. 다양한장점들로인해전투및정찰에활용가능한무인전투기들이계속개발되는추세이다 [1]. 국외에서는이미 RQ-2 Pioneer, MQ-1 Predator, RQ-4 Global Hawk, X-47B 등다양한무인전투기가개발중이거나운용중이다. 무인기및무인전투기개발에실험적기법과해석적기법이동시에사용된다. 축소모델제작및풍동시험에많은비용이요구되는실험적기법과달리적은소모시간과저비용의해석적기법이많이이용되는추세이다. 국내에서도무인기및무인전투기의효율적인개발을위한다양한전산해석적연구가수행되고있다. UCAV 의저속종방향공력특성에관한전산해석을진행한 Park 등 [2] 의연구가있고, 천이효과를고려한 BWB(Blended-Wing-Body) UCAV 형상의공력특성을해석한 Jo 등 [3] 의연구가있다. 또한저속비행체의공력해석을위해상용및오픈소스 CFD 코드를사용한 Park 등 [4] 의연구가있다.

2 78 / J. Comput. Fluids Eng. J.H. Lee H.J. Lee B.J. Yang R.S. Myong W.C. Kim 일반적인무인기들과달리전장에서높은수준의위협을받는무인전투기들은생존성을높이기위해 RF/IR 스텔스와같은저피탐성능이추가적으로요구된다. 최근적외선을추적하는적외선유도미사일이발전하는추세이고, 이러한적외선유도미사일들은무인전투기의생존성에큰위협이된다 [5]. 따라서생존성향상목적의적외선스텔스기술에대한연구가상당부분진행되었다. 이와관련된이전연구로는항공기의비행조건에따른적외선 (Infrared; IR) 신호의차이를확인한 Kim 등 [6] 의연구, 노즐의세장비및곡률변형한형상변형노즐이적외선스텔스성능에미치는영향을연구한 An 등 [7] 의연구와 Kang 등 [8] 의연구가있다. 이처럼적외선스텔스성능을향상시키기위하여적외선신호에영향을미치는인자를분석하고 [9] 대기조건및관측각도등을고려하여적외선신호를저감시키려는다양한연구가진행되었다 [10,11]. 하지만현재까지는스텔스설계를위해비행체에적용가능한단위요소기술개발위주의연구들이주로진행되고있다. 형상변형노즐이나 IR 저감기술들을실제 Full-Scale 무인전투기에적용할때공력및추력측면에서어떤영향을미치는지에대한연구는미미한편이다. 특히노즐의대폭적인형상변형은비행체의후방형상에도영향을미치게되어항력이나추력등에적지않은변화를야기할수있다. 항력등의공력계수와추력은항공기의성능에큰영향을미친다. 공력계수를예측하기위한다양한실험적해석적연구가그동안수행되었다. 무미익 BWB UCAV 의공력계수에대한실험적연구인 Shim 등 [12] 의연구, 초음속전투기의후방동체항력예측및측정을진행한 Kim[13] 의연구등이있다. 또한무인기및무인전투기의공력특성을전산해석기법을통해분석한연구들이있다 [2,3]. 본연구에서는적외선스텔스성능향상을위한형상변형 IR 저감노즐을실제 Full-Scale 무인전투기에적용한다음, 항력및추력영향성을분석하기위해 CFD 기법에기초한전산해석을진행하였다. 먼저통상적인축대칭형상노즐이적용된무인전투기에대한전산해석을진행하였다. 다음으로 IR 저감형상변형노즐이적용된무인전투기의항력및추력을계산하고축대칭노즐경우와비교하였다. 또한비행체후방에형성되는 Plume 이무인전투기에미치는공력영향성을확인하기위해 Jet On 조건에서항력계수를비교하였다. 나아가임무요구조건에의해다양한범위의마하수에서운용되는비행체의특성을감안하여마하수의변화로인해야기되는비행체주위의압력및속도유동장변화를분석하였다. 타깃항공기로설정한 X-47B 의순항마하수 0.8 외에마하수 0.4, 0.6 경우를추가적으로고려하였고, 축대칭과형상변형노즐의항력계수변화를집중적으로분석하였다. 2.1 지배방정식 2. 본론 무인전투기외부의고아음속열유동장과급격한압력변 화와국소초음속유동을포함하는노즐내부와 Plume 유동 을동시에효율적으로해석하기위해서는적절한수치해석 기법을적용하는것이중요하다. 본연구에서는이를위해압 축성 Reynolds-Averaged Navier-Stokes (RANS) 방정식에관한 CFD 기법을사용하였다. 열유동장에존재하는난류를해석하 기위해 DNS, LES 기법에비해계산시간이매우효율적인 RANS 기법을사용하였다. RANS 기법은유동해석시평균 값을구하기위해 Navier-Stokes 방정식을시간에대해평균을 취한다음평균적인값을도출한다. RANS Navier-Stokes 방정 식은아래와같이표현되며, 난류효과를반영하는추가적인 항이존재한다 [14]. 질량보존방정식은아래식과같이표현된다. 는밀도, 는속도, 는질량확산항을나타낸다. (1) 그리고운동량보존방정식은아래식과같이표현된다. (2) 여기서 는정압, 는점성전단응력텐서, 는난류항을 나타낸다. 마지막으로에너지보존방정식은아래식과같이 표현된다. (3) 는엔탈피, 는온도, 는열전도도, 는난류전송에의 한전도도, 는복사열전달등의추가적열에관련된항을 나타낸다. 화학종의질량확산은 Schmidt 수 ( ) 와 선형 Fick 의법칙을사용하였다. 본연구에서는유한체적법기반의 CFD 코드인상용프로 그램 ANSYS FLUENT 를사용하였다. 주요수치기법으로밀 (4)

NUMERICAL ANALYSIS OF THERMAL FLOW FIELD ACCORDING TO SHAPE (a) Olympus HP engine Vol.23, No.1, 2018. 3 / 79 (b) Computational grid Fig.

난류모델은 점성계수 계산을 위해 Two Equation을 사용하 는 Model중 수렴성이 높아 많은 영역에서 이용되는 Realizable 을 사용하였다. 이는 Standard 의 단점을 보완해주 는 모델로, 기존 모델에서 발생하는 Normal Component값의 오류를 보정해준다.

이 벽 처리 기법은 실험값과 해석값의 차이가 크지 않도록 보완할 수 있게 개발된 모델로 y+값을 자체적으로 보정하여 계산한다[15]. 2.2 검 증 사용된 전산 해석기법의 타당성을 검증하기 위해 해석 결 과와 실험 결과를 비교, 검증하였다.

노즐 출구로부터 300 mm에 Plume의 온도를 측정하는 Rake를 설치 하였다. Rake에는 가로축 세로축 각 8개씩 총 16개의 온도 측 정 Channel이 부착되어 있으며, 측정된 온도 값을 후처리 과정 을 통하여 Plume의 온도를 가시화하였다. 이러한 과정을 거쳐 측정된 Temperature Contour를 Fig.

600 mm의 위치에서도 두 결과 값이 유사함을 확인할 수 있다. Fig.

2 Qualitative comparison of the CFD results and experimental data 어 보임을 알 수 있다. 이는 이상적인 조건을 가정하여 해석 을 하는 CFD 계산 결과에 비해 실제 실험조건에서는 상대적 으로 대기와의 혼합이 더 활발히 발생하여 생긴 것으로 판단 된다.

3 NUMERICAL ANALYSIS OF THERMAL FLOW FIELD ACCORDING TO SHAPE (a) Olympus HP engine Vol.23, No.1, / 79 (b) Computational grid Fig. 1 Micro turbojet engine 도 기반, 내제 시간 전진법, 2차 풍상 공간 차분법이 적용되 었다. 플럭스 계산 기법으로는 Riemann 근사해법에 기초한 Roe 기법이 적용되었다. 난류모델은 점성계수 계산을 위해 Two Equation을 사용하 는 Model중 수렴성이 높아 많은 영역에서 이용되는 Realizable 을 사용하였다. 이는 Standard 의 단점을 보완해주 는 모델로, 기존 모델에서 발생하는 Normal Component값의 오류를 보정해준다. 모델은 벽 근방에서 난류의 소실량 과 생성량에 차이가 생기기 때문에 벽 주변에서 추가적인 Near Wall Treatment가 필요하다. 본 연구에서는 Scalable Wall Function을 이용하였다. 이 벽 처리 기법은 실험값과 해석값의 차이가 크지 않도록 보완할 수 있게 개발된 모델로 y+값을 자체적으로 보정하여 계산한다[15]. 2.2 검 증 사용된 전산 해석기법의 타당성을 검증하기 위해 해석 결 과와 실험 결과를 비교, 검증하였다. 검증에 사용된 실험결과 는 전북대학교에서 마이크로 터보제트 엔진을 이용하여 진행 된 실험의 온도장 결과이다[16]. Fig. 1(a)는 실험에 사용된 네 덜란드 AMT사의 University Olympus HP 엔진이다. Fig. 1(b)는 Fig. 1(a) 엔진의 노즐과 동일한 형상으로 설계된 엔진 노즐 격자이다. Fig. 2에서 실험 결과와 CFD 해석 결과를 나타내었다. 노즐 출구로부터 300 mm에 Plume의 온도를 측정하는 Rake를 설치 하였다. Rake에는 가로축 세로축 각 8개씩 총 16개의 온도 측 정 Channel이 부착되어 있으며, 측정된 온도 값을 후처리 과정 을 통하여 Plume의 온도를 가시화하였다. 이러한 과정을 거쳐 측정된 Temperature Contour를 Fig. 2(a)에 나타내었다. Fig. 2(b) 는 Fig. 2(a)에서의 엔진 작동 조건을 입력 값으로 이용하여 CFD로 해석한 Temperature Contour를 나타낸다. Fig. 2(c)는 노 즐 출구로부터 600 mm에서 측정한 실험 결과, Fig. 2(d)는 Fig. 2(c)와 동일한 위치에서의 CFD 결과를 나타낸다. 600 mm의 위치에서도 두 결과 값이 유사함을 확인할 수 있다. Fig. 2의 경우 CFD 결과에 비해 실험 결과의 Contour가 좀 더 확장되 (a) Experimental result (300 mm) (b) CFD result (300 mm) (c) Experimental result (600 mm) (d) CFD result (600 mm) Fig. 2 Qualitative comparison of the CFD results and experimental data 어 보임을 알 수 있다. 이는 이상적인 조건을 가정하여 해석 을 하는 CFD 계산 결과에 비해 실제 실험조건에서는 상대적 으로 대기와의 혼합이 더 활발히 발생하여 생긴 것으로 판단 된다. 이와 같은 환경에 의한 실험과 CFD 해석 결과 사이의 차이를 고려했을 때, Fig. 2의 실험 결과와 해석 결과는 정성 적으로 상당히 일치하는 결과 값을 얻어냈음을 알 수 있다. Fig. 3는 Fig. 2의 측정 결과 중 가로축 8 채널의 측정 결과 를 정량적으로 비교한 그래프이다. 각 Channel에서의 정량적인 수치 값을 Table 1에 나타내었다. 그래프와 Table 1으로 부터 최소 0.2%, 최대 17.7%의 오차 값이 나타났다. Fig. 3의 경우 대부분의 위치에서 실험값과 해석값이 유사하나 -10 cm, 2.5 Table 1 Comparison of the CFD results and experimental data Channel location in rake Location 1 Location 2 Location 3 Location 4 Location 5 Location 6 Location 7 Location 8 Experiment (K) CFD (K) Error (%)

이는실험결과에서외부환경으로인해 Plume 이영향을받아일부측정위치에서실험값이좌-우로대칭이되지않음을알수있다. 실제로좌-우의값이대칭적으로나온 CFD 와달리실험의경우좌-우가대칭적으로측정되지않았지만, 오차가심한 +2.5 cm와 -10 cm의대칭지점인 -2.5 cm와 +10 cm의실험값이 CFD 결과값과매우유사함을알수있다.

4 80 / J. Comput. Fluids Eng. J.H. Lee H.J. Lee B.J. Yang R.S. Myong W.C. Kim (a) Grids Fig. 3 Comparison of the CFD results and experimental data at 300mm (a) X-47B real picture (b) X-47B design shape Fig. 4 X-47B geometry cm 부근에서실험값과해석값의차이가발생함을알수있다. 이는실험결과에서외부환경으로인해 Plume 이영향을받아일부측정위치에서실험값이좌-우로대칭이되지않음을알수있다. 실제로좌-우의값이대칭적으로나온 CFD 와달리실험의경우좌-우가대칭적으로측정되지않았지만, 오차가심한 +2.5 cm와 -10 cm의대칭지점인 -2.5 cm와 +10 cm의실험값이 CFD 결과값과매우유사함을알수있다. 대부분의결과에서정량적으로유사한결과값을얻어냈음을알수있다. 엔진실험결과와해석결과의비교를통해해석결과의타당성을검증하였다. 검증에이용된수치해석기법과동일한방법으로무인전투기에관한해석을진행하였다. 2.3 계산격자및경계조건본연구에서사용된무인전투기모델은 Northrop Grumman 의 X-47B 이다. Fig. 4(a) 는 X-47B 의실물형상을나타내며, 동체방향으로총길이약 11.8 m, 날개방향으로는약 18.9 m 이다. Fig. 4(b) 는 CFD 격자생성의바탕이되는설계모델형상을나타낸다. 모델설계는 3차원상용 CAD 프로그램인 CATIA 를이용하였다. 격자조건및경계조건에대한정보는 Fig. 5에제시되어있다. 충분한 Plume 생성을위하여비행체의동체길이 D를기준으로후방으로 40 D의 Domain 을 (b) Numerical boundary conditions Fig. 5 Grids and boundary conditions 설정하였다. 전방으로는 10 D, 반경방향으로 15 D 의 Domain 을제작하였으며, 총격자수는 1,133,665 개이다. 컴퓨터해석 용량의한계로인해비행체표면부근의 y+ 는 50 이하로설계 하였다. y+ 로인한벽면부근경계층의해석을실험값과해석 값의차이가크지않도록 y+ 를보정해주는 Scalable Wall Function 을이용하였다. 본연구에이용된비행체는대칭형상 이므로계산시간절약을위하여 Symmetric 경계조건을이용 하여해석하였다. CFD 해석을위한수치경계조건은 Fig. 5(b) 에서나타내었다. 외부자유류는고도 36,000 ft 에서 X-47B 의 순항속도인마하 0.8 과 Pressure-Far-Field 조건을사용하였다. Plume 유동과관련된노즐입구에 Inlet 경계조건을설정하 였다. 노즐입구조건은 X-47B 의엔진 F100-PW-200U 의엔진 성능분석을통해도출된결과를 Input 값으로이용하였다. Flight condition Nozzle inlet condition Table 2 Input conditions Altitude[ft] 36,000 Temperature[K] Pressure[Pa] Mach number 0.8 Temperature[K] 831 Pressure[Pa] 117,375.2

NUMERICAL ANALYSIS OF THERMAL FLOW FIELD ACCORDING TO SHAPE Vol.23, No.1, 2018. 3 / 81 (a) Axisymmetric nozzle (b) Shape-deformed nozzle Fig.

Interpolation 기법은이전해석결과값을본해석의입력값으로사용하여해석을진행하는기법이다. 즉, 해석진행을위한초기값을이미해석된이전결과를이용하는것이다. Interpolation 기법을이용하여이전해석에서계산된다양한결과값을활용할수있다. 이용가능한결과값들을 Table 3 에정리하였다.

Interpolation 기법을이용하여해석시간을 40% 이상줄일수있었으며, 본연구에서는축대칭노즐 Jet On 의해석결과값을 Jet Off 의입력값에사용하여계산시간을절약하였다. (b) Axisymmetric nozzle jet off (c) Shape-deformed nozzle 2.

4 의 X-47B 형상에축대칭노즐과형 상변형노즐이적용된두가지경우를고려하였다. Fig.

5 NUMERICAL ANALYSIS OF THERMAL FLOW FIELD ACCORDING TO SHAPE Vol.23, No.1, / 81 (a) Axisymmetric nozzle (b) Shape-deformed nozzle Fig. 6 Nozzle shapes 구체적인해석조건은 Table 2 에정리하였다. (a) Axisymmetric nozzle jet on 2.4 Interpolation 기법활용 본연구에서는계산시간절약을위해 Fluent 의 Interpolation 기법을이용하였다. Interpolation 기법은이전해석결과값을본해석의입력값으로사용하여해석을진행하는기법이다. 즉, 해석진행을위한초기값을이미해석된이전결과를이용하는것이다. Interpolation 기법을이용하여이전해석에서계산된다양한결과값을활용할수있다. 이용가능한결과값들을 Table 3 에정리하였다. 이기법은동일한 Geometry 에서받음각의변화나마하수가변할때효과적으로사용할수있으며, 일부 Geometry 가다르더라도유사한 Geometry 인경우에도사용할수있다. Interpolation 기법을이용하여해석시간을 40% 이상줄일수있었으며, 본연구에서는축대칭노즐 Jet On 의해석결과값을 Jet Off 의입력값에사용하여계산시간을절약하였다. (b) Axisymmetric nozzle jet off (c) Shape-deformed nozzle 2.5 형상변형노즐 본연구에서는 Fig. 4 의 X-47B 형상에축대칭노즐과형 상변형노즐이적용된두가지경우를고려하였다. Fig. 6 는 축대칭노즐과형상변형노즐의설계 모델을나타낸다. Fig. 6 의축대칭노즐과형상변형노즐의차이점은축대칭 노즐에비해형상변형노즐은곡률이적용되어있으며, 출구 Table 3 Interpolation output values Cell Zones > Fluid > Fields Mass fraction of Mass fraction of Mass fraction of Mass fraction of Pressure Temperature Turbulent dissipation rate Turbulent kinetic energy X velocity Y velocity Z velocity Fig. 7 Temperature contours 단면에세장비가적용되어가로방향으로길고세로방향으로짧은것을확인할수있다. 형상변형노즐에서곡률은 Plume 의방향을위또는아래로유도하여특정상황에서의 IR 신호탐지영역에변화를줄수있다. 또한출구단면의높은세장비는 Plume 이좌우로퍼지도록유도하여외부의차가운자유류와보다효율적으로혼합되어 Plume 의온도를감소시키는역할을한다. 3. 결과및분석 3.1 열유동장분석결과 Fig. 7은세경우의 Temperature Contour 해석결과를나타낸다. 축대칭노즐의 Jet On에대한결과로부터노즐입구에서부터 Pressure-Inlet 조건이적용되어있고, 그결과후류방향

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Kim (a) Axisymmetric nozzle jet on (a) Axisymmetric nozzle

nozzle jet off (c) Shape-deformed nozzle (c) Shape-deformed

9 Pressure contours 으로 Plume 이생성됨을확인할수있다.

두그림모두 (a), (b), (c) 는각각축대칭노즐의 Jet On, 축대칭노즐의 Jet Off,

6 82 / J. Comput. Fluids Eng. J.H. Lee H.J. Lee B.J. Yang R.S. Myong W.C. Kim (a) Axisymmetric nozzle jet on (a) Axisymmetric nozzle jet on (b) Axisymmetric nozzle jet off (b) Axisymmetric nozzle jet off (c) Shape-deformed nozzle (c) Shape-deformed nozzle Fig. 8 Velocity contours Fig. 9 Pressure contours 으로 Plume 이생성됨을확인할수있다. 그리고노즐내부유동과외부자유류의속도와압력차로인해 Plume 의 Core 를따라온도가증가하고감소함을반복하는 Hot Spot 이생성됨을확인할수있다. 또한노즐출구경계조건을자유류와동일하게부여한 Jet Off에서는 Plume 이생성되지않았음을확인할수있다. 형상변형노즐이적용된 Fig. 7(c) 경우는축대칭경우에비해 Plume 의 Optical Thickness 가좁게생성되고 Plume 의길이또한짧게생성됨을확인할수있다. 이는노즐의곡률로인하여 Plume 이아랫방향으로좁게생성되고노즐출구단면의세장비로인하여 Plume 이외부의차가운자유류와빠르게혼합되어나타나는결과이다. Fig. 8, 9은각각 Velocity, Pressure Contour 해석결과를나타낸다. 두그림모두 (a), (b), (c) 는각각축대칭노즐의 Jet On, 축대칭노즐의 Jet Off, 형상변형노즐의결과를나타낸다. 축대칭노즐의 Jet On에대한결과로부터 Diamond 형태의충격파영향으로인하여 Plume Core 영역에서속도와압력이감소하고증가하는패턴이존재함을확인할수있다. Fig. 8(b), 9(b) 는축대칭노즐의 Jet Off 결과를나타내며, Fig. 7(b) 에서이미확인하였듯이노즐후류에고온기체에관련된유동장이생성되지않는다. Fig. 8(c), 9(c) 인경우에는형상변형노즐의특징인외부자유류와빠른혼합으로인해 Plume 이작게생성되고그에따라속도장의영역또한축대칭노즐의결과에비해좁게생성됨을확인할수있다. 3.2 항력및추력특성분석항공기의항력계수를계산하고이를확인하기위하여항

NUMERICAL ANALYSIS OF THERMAL FLOW FIELD ACCORDING TO SHAPE Vol.23, No.1, 2018. 3 / 83 (a) Axisymmetric nozzle jet on (b) Axisymmetric nozzle jet off 형노즐의 Jet On 세가지경우의항력계수를계산하였다.

이러한차이가발생하는물리적원인은일차적으로 Jet On과 Jet Off에대한항공기후방동체에서의 Streamline 을보여주는 Fig. 10에서찾을수있다. Fig. 10(a) 와 (b) 을비교해보면 Jet Off 경우인 Fig. 10(b) 에서항공기후방동체에큰크기의와류영역이발생함을확인할수있다.

10(c) 에서알수있듯이축대칭노즐 Fig. 10(a) 와비교하였을때와류영역이더작게발생하였음을알수있다. 형상변형노즐의곡률및세장비로인하여항공기후방동체자체의형상에도변화를주게되고, 이는항공기후방동체의형상항력에영향을끼침을확인할수있다. 한편형상변형노즐의추력에미치는영향을확인하기위하여축대칭노즐과형상변형노즐의추력을계산하여비교하였다. 추력은아래의식을이용하여계산하였다.

7 NUMERICAL ANALYSIS OF THERMAL FLOW FIELD ACCORDING TO SHAPE Vol.23, No.1, / 83 (a) Axisymmetric nozzle jet on (b) Axisymmetric nozzle jet off 형노즐의 Jet On 세가지경우의항력계수를계산하였다. X-47B 기체가 Blended-Wing-Body 임을감안하여 Reference Area 는항공기의정사영면적인 를이용하였다. 항력계수에관한 Table 4에서축대칭노즐의경우 Jet Off에비해 Jet On에서항력계수가더작게나타났다. 이러한차이가발생하는물리적원인은일차적으로 Jet On과 Jet Off에대한항공기후방동체에서의 Streamline 을보여주는 Fig. 10에서찾을수있다. Fig. 10(a) 와 (b) 을비교해보면 Jet Off 경우인 Fig. 10(b) 에서항공기후방동체에큰크기의와류영역이발생함을확인할수있다. 이는 Plume 의부재로인하여항공기의후방벽면에강한와류영역이발생하여항력계수가증가함을알수있다. Nozzle Pressure Ratio 가작아짐에따라항력계수가증가하는 Kim 등 [13] 의이전연구결과와일치한다. 그리고축대칭노즐과형상변형노즐을비교하였을때형상변형노즐의경우에항력계수가더작게나타났다. 형상변형노즐유선을나타내는 Fig. 10(c) 에서알수있듯이축대칭노즐 Fig. 10(a) 와비교하였을때와류영역이더작게발생하였음을알수있다. 형상변형노즐의곡률및세장비로인하여항공기후방동체자체의형상에도변화를주게되고, 이는항공기후방동체의형상항력에영향을끼침을확인할수있다. 한편형상변형노즐의추력에미치는영향을확인하기위하여축대칭노즐과형상변형노즐의추력을계산하여비교하였다. 추력은아래의식을이용하여계산하였다. (5) (c) Shape-deformed nozzle Fig. 10 Streamlines 공기주변의 Streamline 을가시화하였다. 각 Case 에서가장항력계수의차이가심한 Afterbody 부분위주로각 Case 의그림을 Fig. 10에나타내었다. Viewpoint 는 Fig. 10(a) 우측상단에비행체형상과함께붉은네모박스로나타내었다. 본연구에서는축대칭노즐의 Jet On/Off 상태와형상변 여기서 는질량유량, 와 은노즐출구의압력과 대기압, 는노즐출구의면적, 와 은노즐출 구와대기에서의속도를나타낸다. 축대칭노즐및형상변 형노즐에서추력은각각 10,581 N, 10,236 N 으로계산되었다. 축대칭노즐대비형상변형노즐의추력감소율은약 3.3% 로설계초기단계의예상과달리큰 Penalty 는발생하지않았 다. 3.3 비행마하수에따른항력계수변동분석 비행마하수의변화에따른항력계수변화를분석하였다. Table 4 Drag coefficient Case Drag coefficient Axisymmetric nozzle jet off Axisymmetric nozzle jet on Shape-deformed nozzle jet on

84 / J. Comput. Fluids Eng. J.H. Lee H.J. Lee B.J. Yang R.S. Myong W.C. Kim Fig. 11 Drag coefficients 항력의종류와비행체의표면위치에따른값위주로분석하였다. Fig. 11과같이축대칭노즐 Jet On 경우에마하 0.4, 0.6, 0.

8로변할때총항력계수에는큰변화가없는것으로나타났다. 하지만각성분별로확인하였을때압력항력계수는증가하는반면점성항력계수는감소함을확인하였다. 이는비행체의속도에따라압력항력계수가증가하는반면점성항력계수는감소하는경향을보여줌을의미한다.

8 84 / J. Comput. Fluids Eng. J.H. Lee H.J. Lee B.J. Yang R.S. Myong W.C. Kim Fig. 11 Drag coefficients 항력의종류와비행체의표면위치에따른값위주로분석하였다. Fig. 11과같이축대칭노즐 Jet On 경우에마하 0.4, 0.6, 0.8에대한총항력계수를압력항력과점성항력으로구분하여분석하였다. 예상한대로마하 0.4일때가장낮은항력계수가나타났고, 마하 0.4에서 0.6로증가할때항력계수가급격히증가하여, 아음속에서천음속영역으로접근할때항력계수가빠르게증가하는경향을확인할수있다. 또한모든마하수영역에서압력항력이점성항력보다우세하게나타나는경향성을확인할수있다. 마하 0.6에서마하 0.8로변할때총항력계수에는큰변화가없는것으로나타났다. 하지만각성분별로확인하였을때압력항력계수는증가하는반면점성항력계수는감소함을확인하였다. 이는비행체의속도에따라압력항력계수가증가하는반면점성항력계수는감소하는경향을보여줌을의미한다. 이는점성항력은물체의점성에의해발생하는마찰로인한항력으로본고아음속비행체의경우에는유동장의속도가증가함에따라경계층유동영역에서마찰에관한영향이상대적으로감소하는되는것과관련이깊다. Fig. 12는비행체의표면위치에따라항력계수를구분하여분석하였다. 왼쪽, 오른쪽은각각마하 0.6과 0.8에서의 Pressure Contour 를나타낸다. 비행체후방동체부분의실선을기준으로실선이전의 Body 부분과실선이후의 Afterbody 로구분하여항력계수를분석하였다. 마하수의증가에따라비행체 Body 의날개앞전부근표면압력은부분적으로충격파가발생으로인해증가하는반면동체중앙부표면압력은감소하여결과적으로항력계수는증가하게됨을알수있다. 하지만 Afterbody 의경우에는마하수증가에따라항력계수가감소하였다. 일반적으로 Afterbody 에서는노즐을통해분출되는고속의 Plume 과외부유동의속도차이에의한 Entrainment 항력이중요하다. 비행마하수가 0.6에서 0.8로증가하여 Plume 과외부유동의속도차이가감소하여결과적으로항력계수가감소하는것으로나타났다. Fig. 12 Comparison of the drag coefficients and pressure contours for Mach 0.6 and 결론 본연구에서는축대칭노즐이적용된 Full-Scale 무인전 투기의 Jet On/Off 경우와적외선스텔스성능향상을위해 형상변형노즐이적용된 Jet On 경우의열유동장을분석하였 다. 모델무인전투기로는 Northrop Grumman 의 X-47B 형상을 이용하여연구를진행하였다. 또한노즐의형상변형이항공 기전체의항력계수및추력특성에미치는영향을확인하 였으며, 항공기초기설계단계인풍동실험에서주로분석되 는 Jet Off 조건에서의항력계수를계산하였다. 추가적으로 축대칭노즐의경우마하 0.4, 0.6, 0.8 에서항력계수를비교 하였다. 세경우의 Temperature, Velocity, Pressure 열유동장을비교 하고분석하였다. 축대칭노즐의 Jet On 경우에는 Plume 의 유동과외부자유류의유동으로인해발생하는 Diamond 형태 의충격파에관련된 Hot Spot 이확인되었다. 이로인하여 Temperature, Velocity, Pressure Contour 에서 Plume 의 Core 진행 에따라물리량값이급격히변함을확인하였다. 축대칭노 즐의 Jet Off 경우에는엔진이작동하지않음으로당연히후 류에서 Plume 이관측되지않았다. 마지막으로형상변형노즐 의경우에는 Hot Spot 이관측되지만축대칭노즐에비해모 든경우에서 Plume 이좁고작게생성됨을확인하였다. 항공 기와가장가까운부근에서발생하는최대 Hot Spot 또한축 대칭노즐에비해모든경우에서작은물리량을가짐을확인 하였다. 항력계수를비교한결과, 형상변형노즐의 Jet On, 축대 칭노즐의 Jet On, 축대칭노즐의 Jet Off 순으로항력계수 가계산되었다. 형상변형노즐의경우노즐의형상변형이

9 NUMERICAL ANALYSIS OF THERMAL FLOW FIELD ACCORDING TO SHAPE Vol.23, No.1, / 85 항공기후방동체의형상변형에영향을미쳐낮은항력계수를나타내었다. 축대칭노즐의 Jet Off 의경우는 Plume 이존재하지않아 Jet On에비해항공기후방동체벽면에서강한와류가발생하여높은항력계수를보여주었다. 형상변형노즐과축대칭노즐의추력을비교한결과큰차이를나타내지않았다. 또한마하수의증가에따른전체항력계수의변화에서도큰차이를나타내지않았다. 하지만항력의종류별로확인한결과압력항력계수와점성항력계수는각각다른증감결과를보였다. 또한항공기의표면위치에따른항력계수의증감도위치에따라다른결과를보여주었다. CFD 코드를통한해석을통하여엔진조건과노즐형상에따른항공기전체의항력계수변화를확인하였다. 특히, 노즐형상에따른항공기의항력계수는노즐의형태에따라형상항력이상당히다를것으로예상되어향후다양한노즐형상에대한전산해석이요구된다할수있다. 후기 본연구는방위사업청과국방과학연구소가지원하는국방피탐지감소기술특화연구센터사업의일환으로수행되었습니다. References [1] 2000, Lee, K.T. and Lee, K.H., "UAV-Current and Future," Journal of The Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, Vol.28, No.6, pp [2] 2016, Park, S.H., Chang, K., Shim, H.J., Sheen, D.J. and Park, S.H., "Computational Fluid Dynamics of The Low-Speed Longitudinal Aerodynamic Characteristics for BWB UCAV Configuration," Journal of Computational Fluids Engineering, Vol.21, No.3, pp [3] 2017, Jo, Y.H., Chang, K.S., Sheen, D.J. and Park, S.H., "CFD Analysis of Aerodynamic Characteristics of a BWB UCAV Configuration with Transition Effect," Journal of The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol.42, No.7, pp [4] 2016, Park, D.H., Kim, C.W. and Lee, Y.G., "Comparison of Commercial and Open Source CFD Codes for Aerodynamic Analysis of Flight Vehicles at Low-Speed," Journal of Computational Fluids Engineering, Vol.21, No.2, pp [5] 2005, Rao, G.A. and Mahulikar, S.P., "New Criterion for Aircraft Susceptibility to Infrared Guided Missiles," Aerospace Science and Technology, Vol.9, No.8, pp [6] 2013, Kim, J.Y., Chun, S.H., Myong, R.S. and Kim, W.C, "Computational Investigation of the Effect of Various Flight Conditions on Plume Infrared Signature," Journal of The Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, Vol.41, No.3, pp [7] 2016, An, C.H., Kang, D.W., Baek, S.T., Myong, R.S., Kim, W.C. and Choi, S.M., "Analysis of Plume Infrared Signatures of S-Shaped Nozzle Configurations of Aerial Vehicle," Journal of Aircraft, Vol.53, No.6, pp [8] 2013, Kang, D.W., Kim, J.Y., Myong, R.S. and Kim, W.C., "Computational Investigation of The Effect of UAV Engine Nozzle Configuration on Infrared Signature," Journal of The Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, Vol.41, No.10, pp [9] 2000, Hines, N.R. and Mavris, D.N., "A Parametric Design Environment for Including Signatures Analysis in Conceptual Design," World Aviation Conference. [10] 2005, Rao, G.A. and Mahulikar, S.P., "Effect of Atmospheric Transmission and Radiance on Aircraft Infared Signatures," Journal of Aircraft, Vol.42, No.4, pp [11] 2013, Go, G.Y., Lee, K.Y., Lee, K.J., Kim, M.Y., Beak, S.W. and Kim, W.C., "Effect of Atmosphere on IR Signature from Aircraft Plume with Observing Angle and Flying Attitude," The Korean Society of Propulsion Engineers Spring Conference, pp [12] 2013, Shim, H.J., Park, S.O. and Oh, S.Y., "An Experimental Study on Aerodynamic Coefficients of a Tailless BWB UCAV," The Korean Society for Aeronautical & Space Sciences Conference, pp [13] 2009, Kim, W.C., "A Study on the Prediction and Measurement of Afterbody Drag for a Supersonic Aircraft," Journal of the Korea Institute of Military Science and Technology, Vol.12, No.6, pp [14] FLUENT Theory Guide. [15] FLUENT Basic v13.0, TSNE. [16] 2017, Lee, H.J., Lee, J.H., Myong, R.S., Kim, S.M., Choi, S.M. and Kim, W.C., "Computational and Experimental Investigation of Thermal Flow Field of Micro Turbojet Engine with Various Nozzle Configurations," Journal of The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol.46, No.2, pp

DBPIA-NURIMEDIA

DBPIA-NURIMEDIA 204 韓國航空宇宙學會誌論文 J. of The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences 43(3), 204-212(2015) DOI:http://dx.doi.org/10.5139/JKSAS.2015.43.3.204 ISSN 1225-1348(print), 2287-6871(online) 무인항공기의노즐형상변화가