입자에 의한 항공기 플룸의 열복사 가열에 관한 연구

고건영(Gun Yung Go),이경주(Kyung Joo Yi),이성남(Sung Nam Lee),김원철(Won Cheol Kim),백승욱(Seung Wook Baek),김만영(Man Young Kim) 한국항공우주학회 2012 韓國航空宇宙學會誌 Vol.40 No.9

유한체적법을 이용하여 설정된 가상의 노즐 조건에 따라 비행체 배기플룸의 SE와 PE에 의한 열복사 저부가열 해석 연구를 수행하였다. 저부면에서의 복사열유속을 얻기 위해 배기플룸은 흡수, 방사 및 산란하는 매질을 고려하였다. 저부면은 차가운 흑체이고 비회색가스와 입자의 복사 물성치는 회색가스가중합법(WSGGM)을 사용하였다. 후방 몬테카를로 방법을 사용한 기존의 연구와 비교하여 검증한 후, 입자의 농도, 온도, 그리고 등방성 또는 이방성 산란에 따른 복사저부가열을 해석하였다. 그 결과, 복사열유속은 노즐 출구와의 거리가 멀어지거나 비행 고도가 증가할수록 감소하고 입자의 온도가 높아질수록 복사열유속은 증가한다. 또한 전방산란은 PE를 증가시키고 후방산란은 SE를 증가시켰다. The finite volume method for radiation is applied for the analysis of radiative base heating by SE and PE of the aircraft exhaust plume. The exhaust plume is considered as an absorbing, emitting, and scattering medium, while the base plane is assumed to be cold and black. The radiative properties of non-gray gases are obtained through the WSGGM, and the particle is modelled as spheres. The present method is validated by comparing the results with those of the backward Monte-Carlo method and then the radiative base heating characteristics are analyzed by changing such various parameters as particle concentration, temperature, and scattering phase function. The results show that the radiative heat flux coming into the base plane decreases with altitude and distance, but it increases as the particle temperature increases. The forward scattering of particles increases PE while it decreases SE.

입자에 의한 항공기 플룸의 열복사 저부가열에 관한 연구

고건영,이경주,이성남,김원철,백승욱,김만영 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.4

유한체적법을 이용하여 설정된 가상의 노즐 조건에 따라 비행체 배기플룸의 SE와 PE에 의한 열복사 저부가열 해석 연구를 수행하였다. 저부면에서의 복사열유속을 얻기 위해 배기플룸은 흡수, 방사 및 산란하는 매질을 고려하였다. 저부면은 차가운 흑체이고 비회색가스와 입자의 복사 물성치는 회색가스가중합법(WSGGM)을 사용하였다. 후방 몬테카를로 방법을 사용한 기존의 연구와 비교하여 검증한 후, 입자의 농도, 온도, 그리고 등방성 또는 이방성 산란에 따른 복사저부가열을 해석하였다. 그 결과, 복사열유속은 노즐 출구와의 거리가 멀어지거나 비행 고도가 증가할수록 감소하고 입자의 온도가 높아질수록 복사열유속은 증가한다. 또한 전방산란은 PE를 증가시키고 후방산란은 SE를 증가시켰다. The finite volume method for radiation is applied for the analysis of radiative base heating by SE and PE of the aircraft exhaust plume. The exhaust plume is considered as an absorbing, emitting and scattering medium, while the base plane is assumed to be cold and black. The radiative properties of non-gray gases are obtained through the WSGGM, and the particle is modelled as spheres. The present method is validated by comparing the results with those of the backward Monte-Carlo method and then the radiative base heating characteristics are analyzed by changing such various parameters as particle concentration, temperature, and scattering phase function. The results show that the radiative heat flux coming into the base plane decreases with altitude and distance, but it increases as the particle temperature increases. The forward scattering of particles increases PE while it decreases SE.

산화제과잉 예연소기 배기플룸 수치해석에서의 난류모델에 따른 효과 비교연구

하성업(Seong-Up Ha),문일윤(Il-Yoon Moon),문인상(Insang Moon),이수용(Soo-Yong Lee) 한국항공우주연구원 2014 항공우주기술 Vol.13 No.1

다단연소사이클 로켓엔진 개발의 일환으로 산화제 과잉 예연소기의 단독 연소시험이 수행되었다. 산화제 과잉 연소라는 특성상 비교적 투명한 상태의 후류를 볼 수 있었고, 예연소기 연소시험 중 배출되는 화염을 일반 캠코더와 열화상 캠코더를 이용하여 촬영하였으며, 이를 통해 화염의 형태와 온도분포 등을 관찰할 수 있었다. 배기 플룸 구조와 특성을 좀 더 명확히 파악하기 위하여 열유동 수치해석이 함께 수행하였다. 연소는 고려하지 않았으며, 배기가스와 주변공기의 혼합은 화학종 수송 모델을 사용하였고, 서로 다른 난류 모델을 적용하여 해석을 수행하였다. 시험과 해석 결과를 비교함으로서 플룸의 내부구조를 파악하였고, 적용된 해석모델의 타당성을 검증할 수 있었다. The oxidizer-rich preburner`s combustion tests were fulfilled in the development process of staged combustion cycle rocket engines. The exhaust plume from an oxidizer-rich preburner is relatively transparent because combustion takes place in oxidizer rich state. During hot fire tests a still and infrared images were captured to visualize the plume structure, temperature distribution and so on. In addition, the exhaust plume was numerically investigated to figure out the detailed characteristics. The combustion was not considered for the numerical modeling, but the mixing of exhaust plume with circumstantial air was modeled by species transport model with several turbulence models. The inner structure of plume was configured out by the comparison of numerical results with experimental results, and the validity of applied numerical models was verified.

마이크로 터보 엔진 배기 플룸에서의 적외선 신호 측정 및 검증

구본찬(Bonchan Gu),백승욱(Seung Wook Baek),제갈현욱(Hyunwook Jegal),최성만(Seongman Choi),김원철(Won Cheol Kim) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.12

적외선 신호에 대한 측정 시스템은 저피탐 기술 개발 및 전자기 방사의 분광 분석에 기여한다. SR (Spectroradiometer)의 적용은 배기 플룸에서 방사되는 열원만으로 복사량이 측정 가능하다. 마이크로 터보 엔진을 이용한 측정 시스템의 구축은 항공기 플룸을 모사하는데 목적을 두었다. 엔진은 성능 시험을 위해 테이블에 계측 장비와 함께 설치되었다. 배기플룸 축과 수직을 이루도록 분광복사기를 위치하여 적외선 신호를 측정하였다. 원 데이터에 대한 보정을 위하여 흑체를 사용하여 참조 데이터를 획득하였고 플룸 신호와 비교하기 위해서 배경에 대한 신호도 측정하였다. 보정된 spectral radiance는 데이터 처리를 통해 계산되었고 밴드별로 분석되었다. 본 측정 시스템으로 종합적인 분석 연구가 가능하게 되었다. Development of an accurate infrared signature (IR) measurement system is expected to contribute in the development of low observable technology and the spectroscopic analysis of electromagnetic radiation. Application of a spectroradiometer (SR) allows for the measurement of detailed infrared signature from the exhaust plume due to its own heat source. Establishment of a measurement system using a micro-turbo engine is intended to simulate the modelling of the aircraft plume. The engine was installed on a test stand to measure the engine performance. The IR signature was measured by placing the SR perpendicular to the axis line of the exhaust plume. Reference data from the blackbody were also measured to calibrate the raw data, and the infrared signature of the background was also measured for comparison with that of the plume. The calibrated spectral radiance was obtained through the data reduction process and the results were analyzed in specific bands. The experiments revealed that the measurement system established here showed sufficient performance for further comprehensive analysis.

대기환경을 고려한 항공기 배기플룸의 IR 신호해석에 관한 연구

고건영(Gun Yung Go),구본찬(Bonchan Gu),김만영(Man Young Kim) 한국항공우주학회 2023 韓國航空宇宙學會誌 Vol.51 No.3

항공기의 생존성과 피탐지성에 관련된 기술은 현대 전투에서 필수적인 요소이다. 항공기의 생존성을 향상시키기 위해서는 항공기 플룸의 고온 영역에서 방사되는 높은 수준의 적외선 신호를 저감하고, 열 추적 및 적외선 유도 미사일 또는 지상의 IR seeker에서 탐지되는 IR 신호의 분석이 필수적이다. 본 연구에서는 아음속 항공기 플룸의 열유동장을 해석하고 배기플룸의 IR 신호특성을 분석하고자 수치적 방법을 사용하였다. 또한 대기전파 해석 프로그램인 LOWTRAN 7을 사용하여 대기조건, 가시거리, 계절 그리고 관측각도에 따른 대기투과율을 분석하였다. 최종적으로, 아음속 항공기에서 배출된 플룸의 IR 신호가 비행고도 및 관측각도에 따라 지상의 IR seeker에서 탐지되는 신호 수준을 분석하였다. 항공기에서 방사하는 IR 신호는 CO₂ 및 H₂O 가스에 의한 대기효과 때문에 Blue 및 Red spikes 형태로 탐지된다. 또한 항공기 고도가 높고 지상의 IR seeker와의 관측각도가 커질수록 IR 신호가 감소하는 것을 확인하였다. Technologies associated with aircraft survivability and susceptibility are of considerable importance in modern warfare. In order to enhance the aircraft survivability, it is necessary to reduce the IR signature level of the hot plumes exhausted from an aircraft and analyze the IR signature detected in heat seeking or IR homing missiles or IR seeker on the ground. In this work, numerical method is adopted to attack the thermal flowfield and IR signature level of the exhaust plume from a subsonic aircraft. Also, atmospheric transmissivities with different air mass, visibility range, season, and observation angle are investigated by using the LOWTRAN 7. Finally, the IR signature level, which is emitted from the hot plume exhausted from subsonic aircraft, is analyzed according to flight altitude and observation angles from the view of IR seeker on the ground. It can be found that the Blue and Red spikes are appeared due to the atmospheric effects caused by CO₂ and H₂O. Also, it was confirmed that the IR signature level is reduced as the aircraft altitude was high and the observation angles on the ground increased.

최신의 SNB 모델 계수를 이용한 비행체 배기플룸의 적외선 신호 해석

조성민,김재원,권오준,김덕현 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

본 연구에서는 최신의 SNB 모델 계수를 이용하여 비행체 배기플룸의 적외선 복사 신호 해석이 수행되었다. SNB 모델의 계수를 도출하기 위하여 복사 데이터베이스 기반의 LBL 기법을 이용하였다. 비행체 배기플룸 유동에 대한 CFD 해석은 화학적으로 동결 조건을 가정하여 수행하였으며, 적외선 복사에 관여되는 주요 가스 분자로는 연소생성물인 수증기와 이산화탄소를 고려하였다. CFD 해석 결과를 입력 값으로 하여 가스 분자의 스펙트럼 특성을 도출하였다. 복사 전달방정식을 해석하기 위하여 광선의 진행 방향을 따라 1 차원으로 적분하는 방법을 적용하였으며, SNB 모델을 이용하기 위하여 Curtis-Godson 가정을 적용하였다. 해석의 결과는 LBL 기법이 이용된 방법과 비교되었으며, LBL기법에 비하여 계산의 효율성을 제고하면서, 동시에 충분한 정확성을 보장하는 결과가 도출되었다. In the present study, an infrared signature analysis of flight vehicle exhaust plume was performed by using updated SNB model parameters. A line-by-line method with radiation databases was used to calculate SNB model parameters. A CFD simulation was performed with an approximation of chemically frozen condition. Water vapor and carbon dioxide were considered as gas molecules related with infrared radiation in the plume flow field. Results of the simulation were used as an input to obtain spectroscopic properties of the gas molecules. Radiative transfer equation was integrated along a line-of-sight, which is a one-dimensional analysis. The Curtis-Godson’s approximation was adopted to be compatible with SNB model, which is one of mean-transmissivity based models. The results of infrared signature analysis were compared with reference solutions based on the LBL method, and ensured numerical accuracy as well as computational efficiency.

우주발사체의 플룸에 따른 유동박리 현상에 대한 수치적 연구

안상준(S. J. Ahn),허남건(N. Hur),권오준(O. J. Kwon) 한국전산유체공학회 2013 한국전산유체공학회지 Vol.18 No.2

In this paper, the supersonic flows around space launch vehicles have been numerically simulated by using a 3-D RANS flow solver. The focus of the study was made for investigating plume-induced flow separation(PIFS). For this purpose, a vertex-centered finite-volume method was utilized in conjunction with 2nd-order Roe’s FDS to discretize the inviscid fluxes. The viscous fluxes were computed based on central differencing. The Spalart-Allmaras model was employed for the closure of turbulence. The Gauss-Seidel iteration was used for time integration. To validate the flow solver, calculation was made for the 0.04 scale model of the Saturn-5 launch vehicle at the supersonic flow condition without exhaust plume, and the predicted results were compared with the experimental data. Good agreements were obtained between the present results and the experiment for the surface pressure coefficient and the Mach number distribution inside the boundary layer. Additional calculations were made for the real scale of the Saturn-5 configuration with exhaust plume. The flow characteristics were analyzed, and the PIFS distances were validated by comparing with the flight data. The KSLV-1 is also simulated at the several altitude conditions. In case of the KSLV-1, PIFS was not observed at all conditions, and it is expected that PIFS is affected by the nozzle position.

소형 제트엔진 배기플룸의 열유동장 및 화학성분의 IR 신호 영향성 전산해석

채준혁(J.H. Chae),이지현(J.H. Lee),이지원(J.W. Lee),하남구(N.K. Ha),김동건(D.G. Kim),장현성(H.S. Jang),명노신(R.S. Myong) 한국전산유체공학회 2019 한국전산유체공학회지 Vol.24 No.3

Because of high levels of infrared signature generated by engine exhaust plume, aircraft can be detected by infrared guided missiles equipped with a modern detector. In order to investigate the characteristics of plume IR and reduce the level of its signature, the exhaust plume around an engine nozzle was calculated with a Navier-Stokes-Fourier computational code. The narrow-band model was employed to calculate the spectral characteristics of the IR signature. Computational models were compared with the experimental results of a micro jet engine. By considering an aircraft flying at an altitude of 20,000 ft, the effects of thermal flow field and chemical components on the IR signature was investigated. As expected, the plume IR signature showed the greatest effect at 4~4.5 μm CO₂ and 5~8 μm H₂O, and the temperature affected the IR signature over the whole band. In addition, the molar fraction change in CO₂ and H₂O resulted in higher variation in plume IR signature.

배기플룸 주위 고체입자 분사 실험장치 구축

문성재(Sungjae Mun),최성만(Seongman Choi) 한국추진공학회 2023 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2023 No.5

후연소를 고려한 고도에 따른 고체로켓 배기플룸의 거동에 관한 연구

김진성(Jin Seong Kim),주형철(Hyung Cheol Joo),김만영(Man Young Kim) 한국항공우주학회 2023 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2023 No.11