음속의 5배(마하 5)로 비행이 가능한 비행체를 극초음속 비행체라 한다. 일반적으로 우주 발사체에 사용하는 로켓엔진이나 지구 재진입 비행체는 마하 5이상 비행이 가능하다. 우주발사체를 제외한 최초의 극초음속 비행체는 미국 NASA가 1959년에 개발한 X-15(Fig 1)이다.




X-15는 비행마하수 6.7로 지구 근궤도 비행을 목적으로 개발이 되었으며, 엔진은 로켓을 사용하였다. X-15를 사용하여 극초음속 영역에서의 기술적 연구와 우주 비행사들의 훈련이 진행되었으며, X-15 비행 실험 데이터를 바탕으로 우주왕복선(space shuttle)이 개발되어 1969년에서부터 2011년까지 우주 진입과 지구 재진입(re-entry)이라는 임무를 성공적으로 완수하였다. 이때까지는 극초음속 비행체는 로켓 엔진을 사용하거나 지구 재진입용이었기에 흡입구(intake)라는 게 필요가 없었다.




하지만 2001년 X-43(Fig 2)이 마하 7로 비행시험이 성공으로 극초음속 비행체의 영역은 확대되어 우주 진입을 위한 2단 방법(two stage to orbit)과 상용 목적으로 지구 근궤도 극초음속 여객기의 개발이 대두되었다.




우주발사체를 사용하여 위성을 저궤도로 보내는 방식을 1단계 궤도 도입 방법(single stage to orbit)이라 하며 위성을 궤도에 올리는데 사용된 로켓은 1회용이며 재사용이 불가하다. Space X의 재사용 로켓이 성공하기 전에 나왔던 개념으로 지상에서 공기 희박고도까지는 공기흡입엔진(air-breathing engine)을 사용하고, 근우주공간에서는 소형 로켓을 사용하여 위성을 쏘아 올리는 2단계 궤도 도입 방법(two stage to orbit)으로 발사 비용을 줄일 수 있고, 재사용이 가능하다. 이때 공기 흡입 엔진은 극초음속용 엔진을 사용하게 된다.

또한 지구 근궤도에서의 비행을 하게 되면 대륙간 비행이 1시간이면 가능하기 때문에 극초음속 여객기에 대한 개발이 주목을 받게 되었다. 공기흡입 방식의 극초음속 비행체에 대한 개념이 나오기 시작하면서 스크램제트 엔진(Scramjet: supersonic combustion ramjet engine)과 극초음속 흡입구(hypersonic intake)에 대한 연구들이 많이 진행되고 있다. 스크램제트 엔진의 개념을 쉽게 설명을 하면 깡통 모양의 연소기에 압축된 고온, 고압의 공기가 들어오면 연료를 분사하여 자발 점화(spontaneous ignition)를 통해 연소가 되고 이는 후단 노즐을 통해 추력을 얻는 매우 단순한 방식이다.

이와 같이 매우 단순한 엔진에서 중요한 역할을 하는 부분 중의 하나가 흡입구이다. 공기가 희박한 고도에서 공기를 압축(ram compression)해야 하며, 이를 압력 손실(pressure loss) 없이 연소기로 안정적으로 보내야 하기 때문이다.




극초음속 흡입구의 기본 형상은 2D와 축대칭 형상으로 구분된다. 2D 형상은 X-43, X-51이 대표적인 형상이며, 축대칭은 이중모드 램제트(Dual-mode ramjet)와 같이 램제트-스크램제트 모드의 비행에서 자주 사용하는 형상이다.

2D 형상은 흡입구의 개발이나 해석이 용이하고 정량적 해석이나 수치해석이 용이하기 때문에 많은 연구가 진행되고 있다. 축대칭 흡입구는 콘(cone) 모양이며 램-스크램제트 모드 전환 시 콘의 위치와 흡입구 단면적이 변하기 때문에 구조적인 이유로 사용되고 있다.

최근에 발표되는 논문에서는 2D와 축대칭 형상의 흡입구 모델에서 성능을 개량하기 위해 부분적인 형상 변경이나 3D 형태의 흡입구 형상이 소개되고 있다.


먼저 2D 극초음속 흡입구는 외부 압축 경사(external compression ramp) 부분과 격리부(isolator)로 구성되어 있다. 외부 압축 경사 영역은 경사 충격파를 여러 개 만들어 강한 충격파로 인한 압력 손실을 적게 하며, 유동의 흐름을 흡입구 내부 즉 격리부로 원활하게 들어가게 하는 역할을 한다.




Fig 3의 흡입구 끝단(i)에서 형성된 경사 충격파(oblique shock)는 카울(cowl)에 충돌하도록 한다. 그리고 두 번째 경사(ii)에서 형성된 충격파도 같은 카울 위치(o)에 충돌하도록 하며 카울 끝단(o)에 충돌한 반사 충격파(reflected shock)는 격리부 입구 모서리(iii)에 충돌하도록 하여 내부로 전파되도록 한다.

이와 같이 설계된 극초음속 흡입구는 유동의 별도 간섭 없이 효율적으로 연소기로 유입이 되며 이때 설계된 흡입구의 효율은 전압력 회복율(TPR, total pressure recovery)로 평가하게 된다.




 

해당 논문(참고문헌1)에서는 일반적으로 각 경사각 부분에서 형성되는 경사충각파 대신 압축파(compression wave)가 형성이 되도록 등엔트로피 압축 경사(isentropic compression ramp, Prandtl-Meyer 흡입구)흡입구를 설계하였다. 각 경사각에 따른 압축파들은 Prandtl-Meyer 압축식을 통해 계산이 가능하다.




경사충격파와 등엔트로피 압축파에 의한 전압력 회복율을 Fig 4에서 비교해보면 Fig 3의 2와 3영역의 충격파 압력비율(Π32) 증가에 따라 기존의 경사충격방식(oblique shock compression)은 77%에 최고로 보이고 감소하게 된다.
반면에 등엔트로피 압축 방식(isentropic compression)은 충격파 압력비율에 비례해서 증가하는 것을 볼 수 있다. 그래프에서 Ramp-1018과 Ramp-1286의 차이는 외부 경사부분의 2번째 경사각이 10.18도와 12.86도 인 경우이다.
두 번째 경사각이 큰 경우는 외부 압축 경사부의 전체 길이가 큰 경우로 길이가 긴 만큼 완만하게 유동이 흘러가게 된다. 흡입구 외부 경사 영역에서 형성된 충격파와 유동은 격리부 입구에서 서로 간섭이 일어나게 되는데, 이는 충격파-경계층 간섭(SWBLI, shock wave-boundary layer interaction)이라고 한다.

카울에서 반사된 반사충격파는 격리부 하단 경계층과 충돌하면서 박리 영역(separation region)을 형성하게 된다. 전산수치해석 결과에서는 경계층 두께(δY/S)가 두꺼울수록 박리 영역이 커지는 것을 알 수 있으며, 이는 격리부를 질식(choking)시키게 한다. 격리부가 질식이 되면 연소기로 공급되는 공기 유량이 줄어들어 정상 연소가 일어나지 못하게 되어 연소가 중단되어 엔진이 멈추게(unstart) 된다. 비점성 조건에서는 전압력 회복율이 증가하지만 충격파-경계층 간섭은 전압력 회복율 손실을 증가시킨다. 참고문헌 1에서 연소가 중단되는 경계층 임계 조건은 대략 0.06 정도이다.

해당 논문에서는 흡입구 외부 경사각, 충격파-경계층 간섭 변수에 따른 전압력 회복율을 제시하고 있다. 하지만 전압력 회복율을 높이기 위해 흡입구의 전체적인 길이는 증가하게 되며 이는 비행체의 중량 증가와 표면 마찰 증가로 인한 항력이 증가하기 때문에 이를 고려한 연구가 추가적으로 필요할 것으로 사료된다.




극초음속 흡입구 격리부 입구에서 박리 영역에 의한 질식이 일어나 엔진이 멈추게 되는데, 이와 같은 엔진 멈춤(unstart) 현상은 왜 일어나고 어떻게 하면 줄일 수 있을까?

흡입구 내부로 유동이 원하는 만큼 들어가지 못하고 흡입구 외부로 흘러 나가가는 것을 spillage(흘림)이라고 한다. 흘림이 일어나는 이유는 설계 마하수보다 빠르게 비행하거나 받음각이 발생하여 흡입구 설계 조건을 벗어났을 경우이다.

먼저 Fig 5와 같이 벽면에서 발생하는 박리 영역은 블리드 구멍(bleed hole)을 장착하여 박리 영역을 감소시키는 방법으로 엔진 멈춤을 줄일 수 있다. 참고문헌 2에서는 설계 마하수 4.5로 제작된 흡입구를 마하수 7의 풍동시험 장치에서 엔진 멈춤 조건으로 시험을 수행하여 이를 줄이는 방법들을 제시하고 있다. 블리드 구멍은 받음각 0도, 4도에서 발생하는 엔진 멈춤을 막아주는 효과를 보여주고 있다. 받음각이 4도 이상 증가할 경우 블리드 구멍은 엔진 멈춤을 막아주지 못하고 내부 역압(back pressure) 조절을 통해 흡입구 압력이 안정화되는 것을 볼 수 있다.

슐리렌(schlieren) 이미지는 빛의 굴절률에 따른 밀도차를 통해 유동을 가시화하는 방법이다. 정상 조건(start)에서는 Fig 5에서처럼 흡입구와 카울에서 형성된 유동이 일정하게 흐르는 것을 볼 수 있다. 하지만 엔진 멈춤(unstart) 조건에서는 카울과 흡입구 입구 주변에 복잡한 유동이 형성된 것을 볼 수 있다.

먼저 흡입구 끝단에서 형성된 경사 충격파(IS, induced shock)는 카울 주변에서 형성된 궁형 충격파(BS, bow shock)과 충돌이 일어난다. 경사 충격파와 궁형 충격파가 만나는 지점에서 반사 충격파(RS, reflected shock)가 아래 벽면으로 이동하면서 분리 충격파(SS, separation shock)와 만나게 되는 복잡한 충격파 구성을 보이고 있다.

해당 논문에서는 분리 버블(B, separation bubble)라고 명칭하고 있는 박리 영역에서 분리 충격파가 형성이 된다. 카울 주변 궁형 충격파와 경사충격파가 충돌하는 지점(Fig 5에서 A or T)은 삼중점(T, triple point)이라고 하며 검정색의 마하 줄기(Mach stem)를 볼 수 있다.


삼중점을 기준으로 흡입구 내부로 유동이 유입되지 못하고 흡입구 외부로 흘림(spillage)가 발생하게 된다. 참고문헌 2에서 말한 블리드 구멍은 흡입 장치(suction hole)인데 다소 잘못 정의한 부분이 있지만 이와 같은 흡입 장치를 통해 경계층 박리를 막거나 박리층 크기를 줄이는 방법은 자주 사용되는 방법이다. 설계 마하수보다 빠르거나 높은 받음각에서도 흡입 장치를 통해 어느 정도 정상 작동이 가능한 부분을 확인할 수 있지만 흡입 장치를 사용한 안정화에도 한계가 있다. 또한 역압력(back pressure)에 의해 흡입구가 안정적으로 유지될 수 있다고 기술하고 있지만 역압력 부분은 연소기의 연소압력에 의한 부분으로 비행마하수가 빨라지거나 받음각 변화로 공기 유입이 감소하게 되면 연소기의 출력이 떨어지게 되어 역압력이 바뀔 수 있다. 하지만 그 전에 추력도 변화하기 때문에 역압력 조절을 통한 흡입구 정상 가동 부분은 유의해야 할 부분이 있다.

극초음속 흡입구에서 주요한 연구분야 중의 하나로 버즈(buzz)라는 게 있다. 일반적으로 초음속과 극초음속의 중간 단계에서 사용되는 램제트(ram jet) 엔진의 흡입구에서 자주 발생하는 현상으로 buzz라는 용어처럼 윙윙거리는 고주파 섭동이 발생하는 현상이다. 버즈가 발생하게 되면 흡입구의 공기 공급 능력은 불안정해지며 기체와 엔진 쪽에도 진동을 유발시켜 엔진이 작동을 멈추거나 심하게 되면 기체 또는 엔진이 폭발하게 되기도 한다.
이런 버즈는 램제트 엔진에서 주로 연구되는 분야인데 마하 4~5 비행 속도구간은 램제트 엔진 비행 영역에서 스크램제트 엔진 비행 영역으로 전이되는 구간이기에 극초음속 흡입구에서도 발생할 수 있는 현상이다.

참고문헌 3에서는 Fig 6과 같이 마하 5 조건으로 격리부에 블록(barrier)을 설치하여 솔레로이드(solenoid) 밸브를 사용하여 유로 면적을 줄이면서 후단 역압(back pressure)이 걸리도록 하였다.




정상적인 조건에서는 Fig 7처럼 이중 압축 램프(dual compression ramp) 흡입구의 시작점에서 경사 충격파(oblique shock), 중간 지점 경사부에서 경사 충격파가 형성이 된다. 흡입구 상부 카울에서는 약한 궁형 충격파(bow shock)가 만들어지면 경사충격파와 궁형 충격파가 충돌하는 삼중점에서는 렌즈 충격파(lenticular shock)가 만들어진다.

이상적인 조건에서는 삼중점이 형성되지만 3개의 충격파에 의해 3차원 렌즈 모양의 충격파가 형성된다. 이 충격파는 격리부 벽면과 충돌하면서 내부로 전파가 되며, 충격파의 흐름을 통해 유동도 같이 흐르게 된다. 블록을 움직여 임의로 격리부의 유로 면적을 좁게 하면 역압력이 걸리게 되며 격리부 입구에서는 충분한 유동이 유입되지 못하게 된다.

카울에서 형성된 궁형 충격파의 크기가 증가하면서 유동방향으로 전진하게 된다. 이에 경사충격파와 충돌하는 지점도 격리부 입구에서 점점 외부로 전진하게 되며 충격파의 균형이 깨지게 된다. 격리부 입구 경사부에서는 유동간섭으로 추가적인 충격파들이 형성되며 격리부를 거의 막았을 경우 렌즈 충격파(lenticular shock) 위치는 흡입구 2차 경사부의 후면에 위치하게 된다. 렌즈 충격파가 위치한 바닥 면은 초음속 유동이기에 격리부 입구 바닥에서는 약한 충격파들이 형성이 되지만 카울에서 형성된 궁형 충격파는 흡입구 2차 경사부 지점까지 전진한 상태이며 궁형 충격파 후단은 아음속 영역이기에 충격파는 보이지 않는다. 이로 인해 흡입구는 멈추게(unstart) 된다.





Fig 7(중간)에는 흡입구가 멈추게 되는 순간만 있지만 실제로 중간 과정은 매우 심한 진동을 동반한다. 고속 촬영 사진들의 표준편차(standard deviation)를 처리한 사진(Fig 7 하단)에서 하얀색 부분의 충격파와 전단층(shear layer)을 확연히 구분할 수 있다.
일반적으로 저주파(low-frequency) 진동은 유동 박리(separated flow)로 인해 발생하며 Dailey 불안정(instability)라고 한다. 3kHz 이상의 고주파(high-frequency) 진동은 전단층에 의해 유발되며 Ferri 불안정이라고 한다. 표준편차 이미지는 진동이 심한 부분을 나타낸다.

Fig 7 하단에서 궁형파는 매우 강한 하얀 영역을 보이는 것을 알 수 있다. 저주파 진동을 유발하는 유동 박리는 경계층 부분이 벽면에 붙었다가 분리되는 것을 반복하기에 저주파 섭동이 발생한다. 고주파 진동을 유발하는 전단층은 궁형파와 유동 박리에 따라 매우 빠르게 변화하는 부분이기에 고주파 섭동이 발생하게 된다.


앞선 논문들에서처럼 극초음속 흡입구는 설계된 마하수와 다른 비행조건에서 충격파의 카울 충돌 위치나 경계층 유동이 변하게 되어 흡입구의 성능을 저하시키거나 진동을 발생시킨다. 비행 마하수, 받음각에 따라 기계적으로 흡입구의 경사 각도나 길이를 변화시키면 되지만 극한의 환경에서 기계적으로 조절하는 것은 힘들며 비행체의 무게 증가와 구조적인 복잡성으로 인해 고장의 원인이 될 수 있다.

이에 흡입구 표면에 가는 전선이나 전기 전도성이 좋은 전극 판을 깔아서 플라즈마를 만들어 유동을 제어하는 방식들이 사용되기도 한다. 앞서 흡입구의 불안정성은 경계층 박리로 인해 유발된다고 했으며, 플라즈마를 사용하여 경계층을 제어할 수 있다. 공급 전력으로 플라즈마의 강도를 제어할 수 있고 특별한 물리적 장치가 필요한 것이 아니기에 플라즈마를 사용한 유동장 제어는 많이 연구가 되고 있다.

참고문헌 4에서는 이중모드 램제트-스크램제트 엔진으로 마하 3으로 최적화된 흡입구를 사용하였다. 계산에 사용된 플라즈마의 출력은 6.5 kW이다. 전산수치해석적 방법을 사용하여 마하 3의 흡입구 계산 결과를 실험 결과와 비교 검증하였으며, 계산 결과는 전압력 분포도로 나타내었다.






Fig 8에서 마하 3에서는 경사면에서의 전압력 분포의 차이(색상)가 거의 없으며, 이는 전압력 회복률이 높다는 것을 의미한다. 마하 3에서 마하 5로 속도가 증가하게 되면 흡입구의 경사면에서의 전압력 분포 차이가 커지는 것을 볼 수 있다. 이는 설계 외 비행조건으로 전압력 손실이 발생하기 때문이다. 경사면에 플라즈마를 사용하여 경계층이 변하게 되면 Fig에서와 같이 경계층의 두께 변화로 인해 전압력 분포의 차이가 줄어들게 된다. 전압력 회복율을 보면 비설계 조건인 마하 5는 0.456이지만, 플라즈마를 사용함으로써 전압력 회복율은 0.49에서 0.5로 증가하게 된다.





극초음속 흡입구에 대한 연구는 수 십년 동안 진행이 되어왔다. 극초음속 조건에서의 유동 해석과 실험의 난이도로 인해 많은 결과들이 도출되지는 못하였지만 최근에는 설계 조건 외의 실험과 수치해석들이 진행되고 있다. 그 이유는 극초음속 비행체가 이륙, 착륙, 상승, 하강 등 실제 비행 조건에서는 여러 변수들이 있기 때문이다. 최근에는 극초음속 비행체의 비행 시험 성공과 실용화를 목전에 둔 상황에서 설계 외 조건에서의 흡입구 유동 형상과 이를 제어하기 위한 방법들에 관한 논문들이 주로 나오고 있다.




극초음속 흡입구의 대표적인 불안전 현상(unstart, buzz)과 이를 제어하기 위한 방법들 중의 하나인 플라즈마를 사용한 경계층 제어 방법을 제시하였다.

 

References

1. Sudip B., et. al, Impact of aeroelasticity on hypersonic intake performance, ISABE-2019-24059.
2. Junbing L., et. al, Experimental and numerical study on the local unstart mechanism of hypersonic inlet, Acta Astronautica, (16), 2019.v
3. Federico B., et. al, Time-Accurate Experimental Investigation of Hypersonic Inlet Buzz at Mach 5, AIAA Journal, 58(5), 2020.
4. Anderea F., Control of a Supersonic Inlet in Off-Design Conditions with Plasma Actuators and Bleed, Aerospace, 7(3), 2020