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주연 유
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1 204 韓國航空宇宙學會誌論文 J. of The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences 43(3), (2015) DOI: ISSN (print), (online) 무인항공기의노즐형상변화가 Lock-on Range에미치는영향에관한연구 김민준 *, 강동우 **, 명노신 ***, 김원철 **** Investigation of the Effects of UAV Nozzle Configurations on Aircraft Lock-on Range Min-Jun Kim*, Dong-Woo Kang**, Rho-Shin Myong*** and Won-Cheol Kim**** Department of Aerospace and System Engineering and ReCAPT, Gyeongsang National University*, **, *** Agency for Defense Development**** ABSTRACT The infrared lock-on range of target aircraft plays a critical role in determining the aircraft survivability. In this investigation, the effects of various UAV engine nozzle configurations on the aircraft lock-on range were theoretically analyzed. A virtual subsonic aircraft was proposed first, based on the mission requirement and the engine performance analysis, and convergent-type nozzles were then designed. After determining thermal flow field and nozzle surface temperature distribution with the CFD code, an additional analysis was conducted to predict the IR signature. Also, atmospheric transmissivity for various latitude and seasons was calculated, using the LOWTRAN code. Finally, the lock-on and lethal envelopes were calculated for different nozzle configurations, assuming the sensor threshold of the given IR guided missile. It was shown that the maximum 55.3% reduction in lock-on range is possible for deformed nozzles with the high aspect ratio. 초 록 표적대상항공기의적외선 lock-on range 는항공기의생존성을결정하는데있어중요한요소이다. 본연구에서는무인항공기의엔진노즐형상이 lock-on range 에미치는영향에관한이론적연구를수행하였다. 이를위해가상아음속항공기의임무요구조건과엔진성능분석을통한형상변형노즐을고려하였다. 먼저열유동장과노즐표면온도분포를해석한다음, 적외선신호해석을수행하였다. 또한대기전파모델인 LOWTRAN 코드를이용하여고도와계절변화에따른대기투과율을계산하였다. IR 유도미사일의센서특성값을가정하여여러노즐형상에대한 lock-on 및 lethal envelope 계산을수행하였다. 높은세장비를갖는변형노즐의경우최대 55.3% 의 lock-on range 감소가가능한것으로나타났다. Key Words : Infrared Signature( 적외선신호 ), Atmospheric Transmissivity( 대기투과율 ) Plume Flow Field( 플룸유동장 ), Lock-on Range( 항공기포착거리 ) Received : August 6, 2014 Revised : January 23, 2015 Accepted : January 23, 2015 *** Corresponding author, myong@gnu.ac.kr

2 第 43 卷第 3 號, 무인항공기의노즐형상변화가 Lock-on Range 에미치는 205 Ⅰ. 서론 항공기로부터방출되는 IR 신호는대상항공기를탐색및탐지그리고추적하기위한좋은수단이된다. 특히 IR 유도미사일은항공기를포착및추적을위해항공기추진기관과같은고온부로부터방출되는 IR 신호를이용한다. 따라서이러한위협에대처하기위해추진기관의 IR 신호감소기술은항공기생존성향상을위해필수적인요소이다. 항공기에서 IR 신호를발생시키는요소들로는엔진과노즐, 배기플룸 (plume), 공력에의한표면가열, 표면방사, 그리고태양반사등이있다. 이중항공기추진기관인엔진및노즐그리고플룸에서발생하는높은수준의 IR 신호는열추적탐지기의좋은표적이되기때문에, 항공기추진기관의 IR 감소기술은항공기생존성향상의핵심기술중하나라고할수있다. 항공기 IR 신호감소에관한연구는국내외의다른연구자들에의해다양하게진행되었다. Thompson and Birk[1] 에의해작성된시험보고서에서는 IR suppressor 장착유무에대한배기가스의적외선신호영향성을보고하였다. Decher[2] 는노즐출구형상에따른플룸의변화가 IR 신호강도에미치는영향성을분석하였다. Hunter[3] 는노즐압력비변화에따른노즐내부유동장변화를실험적으로연구하였다. 이를통하여압력차에따른노즐에서의충격파변화에대한결과를획득하였으며, 현재이론적연구의검증자료로널리활용되고있다. 그외에도 Rao 및 Mahulikar[4] 는항공기추진기관에서발생하는 IR 신호를 LOWTRAN 대기전파모델, Berger 모델등을활용하여대기효과를감안한 IR 신호를예측하였다. 국내에서는 Go 등 [5] 이비행조건에따른항공기배기플룸의 IR 신호특성에대해연구가진행된사례가있다. 그외에도 Kim 등 [6] 은항공기비행환경에따른플룸 IR 신호영향성연구를수행한바있다. 하지만지금까지의논문에서는주로노즐특성및내부조건변화에따른플룸의특성변화에초점을맞추고있으며, 노즐의형상변화에따른대상항공기의포착범위즉, lock-on range 영향성분석에대한연구는미흡한편이다. 본연구에서는항공기추진기관의노즐형상에따른항공기포착범위인 lock-on range 영향성분석을위해노즐형상에따른열유동장해석및 IR 신호영향성분석을 Kang 등 [7] 의연구논문을참고하여수행한다음추가적으로노즐형상 변화에따른 lock-on range 영향성에대해분석하였다. 먼저대상항공기로가상의아음속무인전투기를선정하고, 각임무및요구조건을만족시키는원형노즐을설계하였다. 프랑스 Dassault 사에서개발중인 Neuron을참고하여원형노즐을기본으로노즐출구가로세로비및곡률을변화시켜형상변형노즐을설계하였다. 이를바탕으로 CFD 기법을이용하여노즐형상에따른열유동장해석을수행하였다. 열유동장해석결과를바탕으로 Narrow-Band 모델및대기효과계산모델인 LOWTRAN을이용하여 IR 탐지기에도달하는플룸 IR 신호를계산하였다. 또한대상항공기의 lock-on range를도출하기위해대기효과가고려된플룸 IR 신호, IR 유도미사일의특성값을이용하여형상변형노즐에대한 lock-on 및 lethal envelope 영향성을분석하였다 2. 노즐형상설계 Ⅱ. 본론 2.1 가상항공기성능분석및원형노즐설계 노즐및플룸열유동장해석을통한항공기후방동체에서의열유동특성을분석하기위해추진계통에대한분석이우선적으로요구된다. 추진시스템에대한분석은엔진성능분석을통한노즐입구의초기조건계산과엔진배기노즐형상설계로이루어진다. 엔진성능에있어가장중요한사항은엔진에대한요구조건을결정하는것인데, 이는항공기의목적에따라다양하다. 엔진성능분석과정을 Fig. 1 에나타내었다. 본연구에서는항공기엔진성능해석프로그램인 AEDsys 를사용하였다. Fig. 1. Engine performance analysis procedure[7]

노즐내부유동은 C 11H 22 의분자구조를갖는제트연료를사용할경우, 연료가완전연소한다는가정하에노즐내부로유입되는유동은몰분율기준으로 N 2 74%, H 2O 13%, CO 2 13% 로가정하였다. 2.2 형상변형설계변수를적용한노즐설계 항공기후방동체에서의플룸 IR 신호감소를위해이전연구 [7] 를바탕으로프랑스 Dassault 사에서개발중인 Neuron 을참고하여원형노즐에대해노즐출구가로세로비및곡률에따라다양한형상노즐을고려하였다.

3 206 김민준 강동우 명노신 김원철韓國航空宇宙學會誌 Fig. 2. Example of UAV mission profile[7] 프랑스 Dassault 사의 Neuron 을참고하여, 임무및성능요구조건을설정하고, 임무분석을통해항공기엔진의최종추력을계산하였다. 이후엔진주요요소에대한설계값들을결정하여압력, 효율질량유량에등을계산하였다. 이를통해비행고도 11,000 m 에서마하수가 0.8 일때의요구조건을만족시키는배기노즐을설계하였다. 항공기의임무는 Fig. 2 와같이이륙후아음속순항및체공을거쳐최고속력으로순항한뒤착륙하는것으로설정하였다. 또한대기중의화학종이플룸 IR 신호에미치는영향을고려하기위해외부공기는 N 2 78%, O 2 21%, 그리고 CO 2 1% 로가정하였다. 노즐내부유동은 C 11H 22 의분자구조를갖는제트연료를사용할경우, 연료가완전연소한다는가정하에노즐내부로유입되는유동은몰분율기준으로 N 2 74%, H 2O 13%, CO 2 13% 로가정하였다. 2.2 형상변형설계변수를적용한노즐설계 항공기후방동체에서의플룸 IR 신호감소를위해이전연구 [7] 를바탕으로프랑스 Dassault 사에서개발중인 Neuron 을참고하여원형노즐에대해노즐출구가로세로비및곡률에따라다양한형상노즐을고려하였다. 먼저곡률의경우 Neuron 의노즐과가장유사한곡선을보이는 hyperbolic tangent 함수를이용하여 4 가지 ( 소, 중소, 중대, 대 ) 의곡률을도출하였다. 또한노즐출구가로세로비변화 (AR2, AR6, AR10) 를통해총 20 가지의형상변형노즐을설계하였다. 여기에서 AR 는 aspect ratio 를나타낸다. 노즐의단면적이변하면그특성이변하기때문에최대한동일한면적을가지는노즐을이용하여계산하였다. 이를위해원형노즐을노즐출구방향으로 8 등분하여얻은총 9 개세션의단면적을구해형상변형노즐에동일하게적용시켰다. 입구는기존의원형노즐과동일하게원형으로설정하고노즐출구부분은원형노즐의출구면 Fig. 3. Various nozzle configurations Fig. 4. Grid and numerical boundary conditions 적과동일한가로세로비가적용된타원형상을적용하였다. 앞의계산방법을이용하여설계된형상변형노즐을 Fig. 3 에나타내었다. 2.3 CFD 계산격자및경계조건 노즐유동의경우고온기체와충격파등수치적계산이복잡한물리적현상이발생하여격자생성및해석에많은시간이요구된다. 또한전체형상에대해노즐내부및외부유동까지고려하여 CFD 해석을수행하기때문에계산시간이많이소요된다. 외부유동장의크기는노즐입구지름 (D) 를기준으로반경방향 30 배그리고축방향 50 배로설정하였다. 또한, 항공기의노즐벽면과유동변화가심한플룸에서의계산정확성을높이기위해온도, 압력등의변화가큰노즐벽면및노즐출구그리고플룸영역으로격자를밀집하였다. 열유동장해석을위한경계조건은 Fig. 4 와같으며, 노즐입구의입력조건은엔진성능분석프로그램인 AEDsys 를통해도출하였다. 노즐벽면의경우열전달문제로인해대부분내열성의재료를사용하기때문에, 노즐벽면은단열로가정하고해석을수행하였다. 2.4 CFD 기법 노즐내부및외부의효과적인해석을위해서는

4 第 43 卷第 3 號, 무인항공기의노즐형상변화가 Lock-on Range 에미치는 207 문제의조건에적당한수채해석기법을확보하는것이중요하다. 즉, 유동장및열전달을해석하기위해서는 Navier-Stokes 방정식, 에너지방정식, 화학종 (species) 방정식, 난류방정식, 복사열전달방정식을고려하여야한다. 또한노즐내부및외부, 플룸유동장은충격파및팽창파, 그리고제트경계면등해석이난해한영역이존재하여일반적으로계산이쉽지않다. 따라서노즐내부및플룸열유동장의효과적인해석을위해상용프로그램인 CFD-FASTRAN[8] 을사용하였다. 주요수치기법으로밀도기반, 셀기반유한체적법, 내재시간전진법을사용하였다. 한편, 공간이산화로 2 차풍상차분법을사용하였고, 차분법으로는리만근사해법에기초한 Roe 기법을사용하였다. 난류모델은유사문제에많이사용되는 k-ε 모델을사용하였으며, 유동장은열적평형상태로가정하였다. 화학종의질량확산은 Fick 법칙에따른 Schmidt 수를사용하였다. Ⅲ. 결과및분석 3.1 열유동장및적외선신호해석 형상변형노즐의열유동장해석 비행고도 11,000 m, 비행마하수 0.8 인비행상태에서원형노즐과형상변형노즐의열유동장에관한해석을수행하였다. 열유동장해석결과를바탕으로노즐입구에서의대기압및노즐출구에서의질량유량, 압력및속도를이용하여원형노즐및형상변형노즐에대해추력을계산하였다. 해석결과노즐출구에서의추력은원형노즐대비형상변형노즐에서약 10.7% 의감소를보였으며, 추력의감소는가로세로비가크거나곡률이클수록크게나타났다. 이는형상변형노즐의출구에서압력이노즐의출구가로세로비및곡률이커짐에따라감소하기때문에추력이감소하는것으로판단된다. 또한형상변형노즐출구에서의평균온도및최고온도가원형노즐대비각각 40K (8.1%), 9K (1.8%) 감소한것으로나타났다. 이와같은결과는형상변형노즐의플룸이좌우로넓게형성되어고온의플룸이저온의외부공기와혼합되어온도가감소되는것으로판단된다 노즐형상에따른적외선신호해석 대상항공기의 lock-on range 는항공기에서방사되는 IR 신호에비례하여증가한다. 따라서항공기의피탐지성분석에서후방동체및플룸에서 발생하는파장별복사신호특성은중요하다고할수있다. 본연구에서는이전연구 [7] 결과를바탕으로 Narrow-Band 모델을이용하여플룸 IR 신호를계산하였다. 계산에는 Grosshandler[9] 의 RADCAL 코드를사용하였다. 또한관측자의위치는노즐출구의중심점에서 10 m 거리에있다고가정하였다. 원형노즐및형상변형노즐에대한플룸 IR 신호계산결과원형노즐보다형상변형노즐에서의 IR 신호값이낮게나타났다. 관찰자가동일한위치에있다고가정할때, 형상변형노즐의출구가로세로비가커질수록최대 spectral intensity 의값이감소하였다. 한편모든경우에서약 4~4.5 μm 와 5.5~7.5 μ m 밴드에서 spectral intensity 가다른파장에비해 IR 신호가감소하는것을알수있는데, 이는플룸및대기성분중 CO 2 의고유진동수가 4~4.5 μm 밴드에영향을미치고, H 2O 의고유진동수가 5.5~7.5 μm 밴드에큰영향을미치기때문이다 대기효과를고려한적외선신호분석대기중의수증기나미세먼지등에의해 IR 신호가영향을받기때문에 IR seeker와같이멀리떨어져있는관측자의한플룸 IR 신호를고려하는것은 lock-on range 계산에있어중요하다. 이를위해대기전파분석모델인 LOWTRAN [10] 을이용하여위도, 계절에따라대기투과율을계산하였다. 먼저전형적인기후인열대지방기후로대기모델로설정하고, 고도는약 11 km로설정하였다. 이때 IR seeker의위치는항공기의노즐출구와같은평면상에위치에있다고가정하였다. 계산결과위도및계절에따른대기투과율을 Fig. 5와 6에나타내었다. 위도의경우고위도에서저위도로갈수록대기투과율이낮게나타났다. 이는고위도보다저위도지방이상대적으로일사량이많기때문에대기성분인 CO 2 및 H 2O 가더많이밀집되어 IR 신호흡수가더많이일어나기때문이다. 계절에따른대기투과율의경우, 고위도에서겨울및여름에대한대기투과율을나타났다. 계산결과고위도지방에서계절에따른대기투과율차이는 5.5~7.5 μm 밴드영역을제외하고미미한것으로나타났다. 이는저위도및중위도지방에서고위도지방으로갈수록수증기및불순물이집중적으로존재하는대류권의높이가점차적으로줄어들기때문에고위도지방에서계절에따른대기투과율의변화가적은것으로판단된다.

5 208 김민준 강동우 명노신 김원철韓國航空宇宙學會誌 Fig. 5. Transmissivity at different latitudes Fig. 7. Plume IR signature at different latitudes Fig. 6. Transmissivity for different seasons LOWTRAN 을이용하여계산한대기투과율을 IR 신호에적용하였다. 위도및계절에대하여대기투과율이고려된 IR 신호결과를 Fig. 7 과 8 에나타내었다. 앞서계산한위도및계절에대한대기투과율결과처럼고위도에서저위도로갈수록 IR 신호가감소했고, 고위도에서겨울보다여름일때 IR 신호감소가더많이일어났다. 특히 4~4.5 μm, 5.5~7.5 μm 영역에서 IR 신호가가장많이감소하는것으로나타났다. 이와같은결과는 IR 신호에변화에큰영향을주는대기중의 CO 2 와 H 2O 에의해 IR 신호흡수가일어나기때문이다. 3.2 Lock-on range 계산및분석 항공기생존성분석및 lock-on range 주요인자분석 일반적으로항공기는높은수준의 IR 신호를방출하며이는 IR 유도미사일에대해많은취약 Fig. 8. Plume IR signature for different seasons 성을가진다. 따라서 lock-on range 는 IR 유도미사일에대한항공기의생존성판단을위한평가기준이된다. 특히 lock-on range 은대상항공기의 IR 신호수준및대기투과율에비례하며다음과같이표현된다. (1) 여기에서는 는대상항공기로부터방출되는 IR 신호를말하며, 는대상항공기와관측자사이의대기투과율을말한다. S/N 및 NEI는 IR 유도미사일의센서가가지는특성값을나타낸다. 항공기피탐지성의정량적기본모델은 Fig. 9와같이대상항공기주위의 lock-on envelope의면적으로정의할수있다. 이때항공기에서방출되는 IR 신호가모든방향에대해일정하다고가정할때 lock-on envelope는원의형상을나타낸다.

第 43 卷第 3 號, 2015. 3. 무인항공기의노즐형상변화가 Lock-on Range 에미치는 209 Fig. 11. Lock-on range at different latitude and season. (a) latitude (b) season Fig. 9.

여기서대상항공기로부터방출되는 IR 신호는등방성을가지며, IR 유도미사일센서의특성값인 S/N 및 NEI는 Hytönen[12] 논문에의해, 으로설정하였다. 이때항공기와 IR 유도미사일은같은고도평면상에있다고가정하였다.

4%) 감소한것으로나타났다. 이와같은결과는형상변형노즐의가로세로비가증가함에따라항공기에서방출되는 3~5 μm 파장영역대의플룸 IR 신호가감소하고이에따라 lock-on range가감소하기때문이다. 3.2.

계산결과대상항공기의위도에따른 lock-on range 의결과값이동일한계절에서고위도및중위도에서유사한것으로나타났다. 앞서계산한대기환경에의한대기투과율결과를분석하면, 위도에따라 5~8 μm 에서대기투과율이많이차이가나는반면, 3~5 μm 에는변화가거의없는것으로나타났다.

6 第 43 卷第 3 號, 무인항공기의노즐형상변화가 Lock-on Range 에미치는 209 Fig. 11. Lock-on range at different latitude and season. (a) latitude (b) season Fig. 9. The model of Lock-on range and envelope[11] 노즐형상에따른 lock-on range 계산 앞서계산한원형노즐및형상변형노즐의 3~5 μm 파장영역대의플룸 IR 신호값을이용하여노즐형상에따른 lock-on range를계산하였다. 여기서대상항공기로부터방출되는 IR 신호는등방성을가지며, IR 유도미사일센서의특성값인 S/N 및 NEI는 Hytönen[12] 논문에의해, 으로설정하였다. 이때항공기와 IR 유도미사일은같은고도평면상에있다고가정하였다. 그리고대기투과율 은항공기와관측자거리에따라그값이변화하므로대수방정식 (1) 을반복기법을통해계산하였다. 원형노즐및형상변형노즐에의한대상항공기의 lock-on range를 Fig. 10에나타내었다. 계산결과형상변형노즐의가로세로비가증가함에따라 lock-on range가원형노즐대비약 3.4 km(55.4%) 감소한것으로나타났다. 이와같은결과는형상변형노즐의가로세로비가증가함에따라항공기에서방출되는 3~5 μm 파장영역대의플룸 IR 신호가감소하고이에따라 lock-on range가감소하기때문이다 대기환경에따른 lock-on range 계산 항공기비행환경에의한 lock-on range 의영향을분석하기위해위도및계절에따른해석결과를 Fig. 11 에나타냈다. 먼저원형노즐의플룸 IR 신호기준으로위도에따른 lock-on range 를계산하였다. 계산결과대상항공기의위도에따른 lock-on range 의결과값이동일한계절에서고위도및중위도에서유사한것으로나타났다. 앞서계산한대기환경에의한대기투과율결과를분석하면, 위도에따라 5~8 μm 에서대기투과율이많이차이가나는반면, 3~5 μm 에는변화가거의없는것으로나타났다. 따라서대기환경에따른 lock-on range 를계산할때, 항공기엔진플룸으로부터배출되는 3~5 μm 영역대의중적외선을중심으로계산을수행하였기때문에위도에다른 lock-on range 가유사한것으로확인되었다. 또한고위도에서계절에따른 lock-on range 경우에도앞서계산된계절에의한대기투과율계산에의해서대기투과율이계산결과에미치는영향이미미하여계절에따른 lock-on range 가유사한것으로나타났다. 3.3 Lethal envelope 계산및분석 Lethal envelope 예측모델 Fig. 10. Lock-on range of various nozzle shapes Lock-on range 는항공기의적외선피탐지성을판단하기위한기준으로주로사용된다. 하지만항공기의피탐지성에미치는원인을다양하게분

7 210 김민준 강동우 명노신 김원철韓國航空宇宙學會誌 Fig. 12. Missile guidance logic[11] 석하기위해서는 lock-on range 만으로불충분하다 [13]. Lock-on range 는항공기피탐지성에영향을주는주요파라메터들을일부포함하고있지않다. 대상항공기를 lock-on 후미사일이항공기를격추하기위한파라메터인대상항공기속도, 미사일속도, 미사일 burnout range 등이고려되어야하는데, 전통적인 lock-on range 분석에는이들이포함되지않는다. 항공기피탐지성의새로운기준인 lethal envelope 은대상항공기를 lock-on 후미사일을발사했을경우, 높은확률로항공기를격추할수있는범위를제시한다 [11]. 따라서 lethal envelope 는 lock-on rangee 뿐만아니라위에서언급한대상항공기속도, 미사일속도, 그리고미사일유도논리등을고려하기때문에항공기피탐지성을평가하는보다포괄적인기준이된다. 전형적인공대공전투에서항공기는 IR 유도미사일에의해공격을받는다. 공격하는항공기는대상항공기를포착과동시에 IR 유도미사일을발사하며 IR detector 는 lock-on 을할수있을만큼충분한 IR 신호를수신한다. 유도미사일이대상항공기를타격하는과정에관한계산절차는아래와같이요약될수있다. 1) 최초대상항공기및미사일의위치를계산한후각위치를기준으로미사일과항공기의사이의거리및각도를계산한다. 2) 임의의값 를정한후삼각함수를이용하여 만큼움직인미사일거리 과항공기거리인 를계산한다. 3) 다음으로미사일의최초위치에서 동안움직인거리를제하여 후의미사일위치를구한다. 4) 미사일이대상항공기를타격할때까지위과정을반복한다. 이때미사일및대상항공기의속력은일정하고, 미사일은공대공미사일이며대상항공기와같은고도인수평면상에있다고가정할수있다. Fig. 13. Lethal envelope plot around target aircraft 대상항공기와미사일사이의최대 lethal range 는직선상에서서로반대방향으로진행할때최대가되며, 이때최대 lethal range 는다음과같이표현된다. lethal max (2) 여기에서 는대상항공기속도, 는미사일속도, 는 blast kill, 그리고 는 burnout range로미사일이보유한연료로도달할수있는거리를나타낸다. 위의과정을이용하여대상항공기주위 0-360⁰ 위치에서의 lethal envelope을 Fig. 13에나타냈다. 최초미사일위치가 0⁰ 일때 lethal envelope 는최대가된다 ⁰에서는최대 lethal envelope 기준으로미사일이이동한거리가 burnout range거리보다작아질때까지최대 lethal envelope를 10 m 씩감소시킨다. 위과정을미사일이대상항공기를타격할때까지반복하면각방위각에서의 lethal envelope를계산할수있다. 이경우 =6000 m, =10 m, =600 m/s =270 m/s로설정하였다 대상항공기의노즐형상변화에따른 lock-on envelope 및 lethal envelope 항공기에대한피탐지성및생존성을분석하기위해원형노즐을대상으로앞서계산한 lock-on envelope 와 lethal envelope 를 Fig. 14 에나타냈다. lock-on envelope 와 lethal envelope 이겹치지않는부분인 B 지역은미사일이대상항공기에도달할수있지만, 항공기를포착하지못하기때문에격추가불가능한범위를나타낸다. 이지역은 green zone 으로대상항공기가미사일로부터위협을받지않는다. 반면에 lock-on

8 第 43 卷第 3 號, 무인항공기의노즐형상변화가 Lock-on Range 에미치는 211 Fig. 14. Lock-on and lethal envelopes in case of circular nozzle envelope와 lethal envelope가겹치는부분인 A 지역은대상항공기를포착후미사일이발사했을경우높을확률로대상항공기를격추할수범위를나타낸다. 이지역은 red zone으로서대상항공기는추격미사일로부터위협을받는다. 다음으로형상변형노즐에따른 lock-on envelope 및 lethal envelope를 Fig. 15에나타내었다. 계산결과형상변형노즐의가로세로비가증가함에따라 lock-on envelope와 lethal envelope 가교차하는면적인 red zone이감소된다. 특히가로세로비가 10인경우에는대상항공기의후면에서 lock-on envelope와 lethal envelope의겹치지않는지역이발생한다. 이지역에서는대상항공기를포착은가능하지만, 미사일의 burnout range의한계로인해대상항공기를격추할수없는지역이된다. 따라서형상변형노즐의가로세로비가증가함에따라대상항공기가미사일로터위협을받는면적인 red zone이감소되어항공기의생존율이향상되는것으로나타났다. (b) (a) IV. 결론 본연구에서는항공기피탐지성연구를위하여노즐형상및대기조건에따른 IR 신호를바탕으로 lock-on range 영향성을분석하였다. (1) 원형노즐및형상변형노즐에따른열유동장해석을먼저수행하고, 열유동장해석결과와 Narrow-Band 모델을사용하여플룸 IR 신호를계산하였다. 형상변형노즐에대하여 spectral Intensity 분포를분석한결과, 형상변형노즐의출구가로세로비가커질수록 IR 신호값이낮은것으로확인되었다. 다음으로 LOWTRAN 을이 (c) Fig. 15. Lock-on and lethal envelopes in case of various nozzle shapes (a) AR=2 (b) AR=6 (c) AR=10 용하여위도및계절에따른대기투과율을계산하고그결과를이용하여대기효과가고려된 IR 신호를분석하였다. 계산결과위도가낮을수록, 계절이여름일경우대기투과율이낮게나타났다. 이는저위도지방이상대적으로일사량이많

9 212 김민준 강동우 명노신 김원철韓國航空宇宙學會誌 기때문에대기성분의 CO 2 및 H 2O가더많이밀집된다. 따라서 4~4.5 μm, 5.5~7.5 μm 영역에서 IR 신호흡수가더많이일어나는것으로확인되었다. 또한고위도에서계절의경우에는 5.5~7.5 μm 밴드영역에서 IR 신호흡수가미세하게일어난것으로나타났다. 이는저위도에서고위도지방으로갈수록수증기및불순물이집중적으로존재하는대류권의높이가점차적으로줄어들어계절에따른대기투과율의변화가적은것으로판단된다. (2) 원형노즐및형상변형노즐의 IR 신호를바탕으로노즐형상및대기환경에따른 lock-on range를계산하였다. 계산결과형상변형노즐에따라 lock-on range가최대 3.4 km(55.3%) 가감소한것으로나타났다. 이는형상변형노즐의가로세로비가증가함에따라플룸 IR 신호가감소하기때문에 lock-on range가감소하는것으로확인되었다. 또한대기환경의경우위도및계절에따른 3~5 μm 파장영역대의플룸 IR 신호에대한 lock-on range 변화가적은것으로확인하였다. (3) 마지막으로형상변형노즐에따른 lock-on envelope 및 lethal envelope를계산하였다. 계산결과형상변형노즐의가로세로비가증가함에따라 lock-on envelope와 lethal envelope이교차하는면적인 red zone이감소되어항공기의생존율이향상되는것으로나타났다. 이러한과정을통해 CFD 코드및 Narrow-Band 모델을통한플룸 IR 신호계산, LOWTRAN 코드를이용한대기투과율고려, 그리고이를바탕으로대상항공기의 lock-on 및 lethal envelope를도출함으로써항공기추진계통에관련된 IR 피탐지성및생존성에관한분석시스템을구축하였다. 후 기 본연구는방위사업청과국방과학연구소가지원하는국방피탐지감소기술특화연구센터사업의일환으로수행되었습니다. References 1) Thompson, J. and Birk, A. M., Design of an Infrared Signature Suppressor for the Bell 205(UH-1H) Helicopter Part 1: Aerothermal Design, 11th CASI Propulsion Symposium, ) Decher, R., Infrared Emissions from Turbofans with High Aspect Ratio Nozzle, Journal of Aircraft, Vol. 18, 1981, pp ) Hunter, C. A., Experimental Investigation of Separated Nozzle Flows, Journal of Propulsion and Power, Vol. 20, No. 3, 2004, pp ) Rao, G. A. and Mahulikar, S. P., Effect of Atmospheric Transmission and Radiance on Aircraft Infrared Signatures, AIAA Journal of Aircraft, Vol. 42, No. 4, 2005, pp ) Go, K. Y., Kim, M. Y. and Baek, S. W., Effects of Flight Conditions on IR Signature from Aircraft Exhaust Plume, Journal of The Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, Vol. 40, No. 8, 2012, pp ) 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 of Propulsion Engineers, Vol. 16, No. 5, 2012, pp ) 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, 2013, pp ) CFD-FASTRAN, ESI, ) Grosshandler, W. L., RADCAL : A Narrow-Band Model for Radiation Calculations in a Combustion Environment, National Technical Information Service, TN 1402, ) Kneizys, F. X., Shettle, E. P., Abreu, L. W., Chetwynd, J. H. and Anderson, G. P., Lowtran-7 Computer Code User s Manual, Air Force Geophysics Laboratory, Hanscom AFB MA, AFGL-TR , ) Sonawane, H. R. and Mahulikar, S. P., Infrared Signature Suppression and Susceptibility Studies of aircraft, Ph.D. Thesis, IIT Bombay, ) Hytönen, H., Utilization of Air-to-Air Missile Seeker Constrains in the Missile Evasion, Project Report, Helsinki University of Technology, ) Rao, G. A. and Mahulikar, S. P., New Criterion for Aircraft Susceptibility to Infrared Guided Missiles, Aerospace Science and Technology, Vol. 9, No. 8, 2005, pp

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DBPIA-NURIMEDIA J. Comput. Fluids Eng. Vol.23, No.1, pp.77-85, 2018. 3 / 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