Scramjet, Ramjet, Ram Accelerator와 같은 초고속 비행체의 추진 기관을 연구하는 연구실입니다.
- Supersonic propulsion : Ramjet
- Hypersonic propulsion : Scramjet
- Flow control using laser energy deposition
- Beamed energy propulsion research
- Numerical analysis of the flow characteristics with fuel injectin
- Aerodynamic heating over the propulsion in high speed flow
- Design of the exploratory rover and satellite system
서울대학교 항공우주추진연소연구실 (Aerospace Propulsion and Combustion Laboratory)은 1984년 정인석 교수님의 부임 이후 국내에서 극초음속 비행체 분야 연구의 선구적인 역할을 하고 있습니다. 저희 연구실은 전산수치해석 (Computational Fluid Dynamics)을 사용한 초음속/극초음속 (supersonic/hypersonic)에서의 유동장과 연소 반응 해석과 초음속/극초음속 실험장치를 사용한 실제 비행 모사 실험을 병행하여 연구를 수행하고 있으며, 국내외 학교/연구소와 국제공동연구를 통한 활발한 교류를 하고 있습니다. 2001년부터 호주 중심의 스크램제트 (Scramjet) 엔진 개발을 위한 국제공동 연구 ‘HyShot' 프로그램에 참여하였으며, 2002년에는 호주 ANU (Australian National University)의 T3 Shock Tunnel을 이용하여 모델 스크램제트 엔진 내의 초음속 연소 실험을 공동으로 수행하였습니다. 국외 연구 그룹과의 협력연구 외에도 본 연구실은 2003년 독자적으로 초음속 풍동을 설계 제작하여 램제트 흡입구를 비롯한 스크램제트 연소기 내부유동 관련 연구를 수행하여 왔습니다. 이러한 노력을 바탕으로 본 연구실은 2005년 과학재단의 우주 기술 분야의 NRL (National Research Laboratory)로 선정되었으며, 이를 통하여 스크램제트 엔진 개발에 필수적인 장비인 Free Piston Shock Tunnel을 국내에서 처음으로 구축하여 기초 지상 실험뿐만 아니라 다양한 연구활동을 진행하고 있습니다.
저희 연구실은 극초음속 유동과 관련된 다양한 연구를 수행하고 있으며, 연구 접근 방식에 따라 크게 (1) 전산수치해석 방법을 사용한 모델링 기법과 (2) 실험적 방법을 통하여 연구가 진행되고 있습니다.
(1) 연소 과정의 화학 반응 모델링
연소 과정의 상세한 화학 반응은 여러 가지 화학 성분과 Arrhenius 반응 속도로 모델링되는 여러 단계의 화학 반응에 의하여 지배 받습니다. 이러한 화학 반응 과정을 수치적으로 해석하기 위해서는 각 성분의 JANNAP Table이나 NASA Polynomial 등에 의하여 알려진 각 성분의 상세한 열역학적 물성 및 전달 물성과 함께 많은 이들의 반응 공정 연구에 의하여 알려진 상세 화학 반응 기구들을 연소 유동 해법과 결합하여 이용하여야 합니다. 상세 반응 기구를 이용한 해석의 계산 시간은 지수함수 계산이 필요한 반응 단계의 수와 성분의 수에 비례하는 보존 방정식의 풀이, 그리고 반응의 내재적 해석이 성분의 수의 세제곱에 비례하므로 화학 성분의 수에 크게 영향을 받으며, 계산 시간과 용량이 증가하게 됩니다. 이런 고용량 계산을 위해 범용 컴퓨터를 네트워크로 결합한 클러스터 형태의 슈퍼컴퓨터를 사용하게 됩니다. Figure 1과 같은 순차코드를 기반으로 한 코드의 병렬화 알고리즘을 기반으로 병렬화를 수행합니다. 영역분할 기법은 Fig. 2에 나타난 바와 같이 전체 계산 영역을 사용하고자 하는 프로세스의 수만큼의 하위 영역으로 나누어 각각의 CPU에 할당하여 독립적으로 계산을 수행한 후 경계조건을 처리할 때 메시지 패싱을 이용하여 관련된 각 영역간의 정보를 교환하게 됩니다.
저희 연구실에서 보유한 슈퍼컴퓨터를 사용한 수치해석 결과물을 Fig. 3에 나타내었습니다. 아음속 연소 수치해석은 램제트 (Ramjet) 엔진의 흡입구 (intake) - 연소기 (combustor) ? 노즐 (nozzle)의 전 기관의 유동 및 아음속 연소과정을 수치해석을 통하여 연구를 수행하였으며, 스크램제트 엔진의 초음속 연소 해석은 현재 세계적으로 많은 연구가 수행되고 있으며 본 연구실에서도 Fig. 3과 같이 공동이 있는 형상에 대해서 흡입구에서 연소기로 유입되는 고엔탈피 초음속 유동장 내에서의 연소 현상을 연구하고 있습니다. 연소 현상뿐만 아니라 DES (Detached Eddy Simulation) 난류 모델을 사용하여 초음속 유동 내 연료 분사 유동의 3차원 특성을 연구하고 있으며, Fig. 3과 같이 실제 실험과 비교했을 때 높은 정확도를 보이는 것을 볼 수 있습니다.
(2) 실험적 방법을 통한 초음속 유동 연구
저희 연구실은 초음속 유동과 극초음속 유동 실험을 할 수 있는 풍동 장치들을 자체 제작하여 보유하고 있습니다(Fig. 4). 초음속 풍동 장치는 고압의 공기가 초음속 노즐을 지나면서 마하 2의 초음속 유동을 발생시키며, 이와 같은 초음속 유동을 사용하여 램제트 흡입구 실험, 초음속 유동 내 연료 분사/혼합 실험들을 수행하고 있습니다. 마하 7의 충격파 풍동 장치는 국내 유일의 장치로 고압의 가스를 순간적으로 터트렸을 때 발생하는 고속의 운동에너지를 사용하는 장치로 마하 7 극초음속 유동에서의 흡입구 형상에 대한 연구를 수행하고 있습니다.
램제트 엔진 흡입구를 모사한 Fig. 5의 초음속 흡입구 실험장치를 만들어 Fig. 4의 초음속 풍동장치에 장착하여 실험을 수행하였습니다. 흡입구 형상에 따라 충격파 (shock wave)와 팽창파 (expansion wave) 의 간섭에 의해 흡입구 조건이 변동되게 되며, 이런 변동 조건에서 최적의 조건을 찾아 안정적으로 렘제트 엔진이 비행할 수 있는 조건을 연구하고 있습니다. 극초음속 유동내 여러 흡입구 형상에 따른 충격파 구조와 유동의 간섭을 연구하고 있으며, 전산수치해석 코드의 검증용 자료로도 활용되고 있습니다. 초음속 유동 내 혼합기 형상에 따른 유동형상은 이를 가시화하는 장치에 따라 다양한 모습을 보여주고 있습니다. 일반적인 연속 광원은 여러 이미지가 겹쳐서 평균된 이미지를 보여주지만 레이저와 같은 점 광원은 순간의 이미지를 보여주기 때문에 순간적인 유동의 난류 유동과 같은 눈으로 보지 못하는 현상들을 연구할 수 있습니다.
(3) 실험적 방법을 통한 초음속 연소 연구
국내에서는 초음속 연소를 할 수 있는 장비를 갖춘 곳이 없습니다. 초음속 연소 연구를 위해 저희 연구실은 호주와 일본과 같은 외국 대학들과 국제공동연구를 하고 있으며, 이를 토대로 많은 연구 성과를 창출하였습니다. 초음속 연소 연구를 위해 사용한 장비들은 Fig. 6에 나타내었습니다. 왼쪽 그림은 일본 동북대학교에서 공동연구를 수행했던 장치입니다. 연소기 모델은 저희 연구실에서 제작하였으며, 동북대학교의 풍동 장치와 플라즈마제트토치 (Plasma jet torch)를 점화기로 사용하여 초음속 연소 연구를 수행했습니다. 오른쪽 사진은 호주에서 초음속 연소 연구를 하는데 사용했던 T3 충격파 터널입니다.
초음속 연소 결과는 Fig. 7과 같습니다. 일본에서 수행했던 연구는 Hyper mixer라는 혼합기를 사용하였으며, 수소를 수직분사 합니다. 분사된 수소는 혼합기에 의해 공기와 혼합이 되며 플라즈마 제트의 높은 온도에 의해 점화가 됩니다. 수소 분사량을 증가시키게 되면 연소압력이 증가하며 연소기 내에서 열질식 (thermal choking)이 발생하며 연소기 앞 유동은 배압 (back pressure)에 의해 유동 박리가 발생합니다. 이때 대표적인 유동 현상으로 일련의 충격파 (shock training)가 형성되며 배압에 의한 영향이 흡입구까지 전파되면 엔진은 스톨 (stall)하게 됩니다. 따라서 이와 같은 연소 현상 연구는 스크램제트 엔진과 같은 극초음속 비행체 개발에 중요한 연구입니다. 오른쪽은 호주국립대에서 수행한 연구 결과입니다. 공동 (cavity)이라는 혼합기를 사용하였고 고엔탈피 유동에서 수소가 순간적으로 연소되었을 때를 나타냅니다. OH-PLIF (Planar Laser Induce Fluorescence) 기법을 사용하여 수소화염의 OH intensity를 측정하여 화염 분포와 강도를 측정합니다.
저희 연구실은 교수님과 연구실 구성원들이 자유롭게 서로의 의견을 공유하며 함께 연구하고 함께 즐길 수 있는 곳입니다. 넓은 연구시설과 쾌적한 환경에서 실험을 할 수 있으며, 본인이 열심히 하고자 하면 미국, 일본, 호주, 영국 등 세계 여러 대학 및 연구소에서 국제 공동 연구를 통한 해외 연수 기회도 많습니다. 여름에는 래프팅, 겨울에는 스키 MT 등 연구실 단합을 위한 여러 행사들이 많으며, 연구실 바로 앞은 관악산 공원이 있기에 봄에는 만개한 벚꽃, 여름에는 푸른 녹음과 분수, 가을에는 단풍, 겨울에는 설경을 만끽할 수 있어 연구에 힘들고 지칠 때 사계절의 자연을 음미하면서 머리를 식히면서 다시 기운을 낼 수 있습니다.
마지막으로 본 연구실을 소개할 수 있는 기회를 주신 KOSEN 관계자 여러분께 감사 인사 드리며, 저희 연구실에 관심이 있으신 분들은 많은 연락 바랍니다.
저희 연구실은 서울대학교 자연대학교건물 504동 지하 1층 실험실 (격납고사무실)에 위치했으며, 정인석 교수님 연구실은 301동 1304호입니다.
- Tel : 02)880-1905
- Home page: http://apcl.snu.ac.kr/
- E-mail (정인석 교수) : enjis@snu.ac.kr
서울대학교 항공우주추진연소연구실 (Aerospace Propulsion and Combustion Laboratory)은 1984년 정인석 교수님의 부임 이후 국내에서 극초음속 비행체 분야 연구의 선구적인 역할을 하고 있습니다. 저희 연구실은 전산수치해석 (Computational Fluid Dynamics)을 사용한 초음속/극초음속 (supersonic/hypersonic)에서의 유동장과 연소 반응 해석과 초음속/극초음속 실험장치를 사용한 실제 비행 모사 실험을 병행하여 연구를 수행하고 있으며, 국내외 학교/연구소와 국제공동연구를 통한 활발한 교류를 하고 있습니다. 2001년부터 호주 중심의 스크램제트 (Scramjet) 엔진 개발을 위한 국제공동 연구 ‘HyShot' 프로그램에 참여하였으며, 2002년에는 호주 ANU (Australian National University)의 T3 Shock Tunnel을 이용하여 모델 스크램제트 엔진 내의 초음속 연소 실험을 공동으로 수행하였습니다. 국외 연구 그룹과의 협력연구 외에도 본 연구실은 2003년 독자적으로 초음속 풍동을 설계 제작하여 램제트 흡입구를 비롯한 스크램제트 연소기 내부유동 관련 연구를 수행하여 왔습니다. 이러한 노력을 바탕으로 본 연구실은 2005년 과학재단의 우주 기술 분야의 NRL (National Research Laboratory)로 선정되었으며, 이를 통하여 스크램제트 엔진 개발에 필수적인 장비인 Free Piston Shock Tunnel을 국내에서 처음으로 구축하여 기초 지상 실험뿐만 아니라 다양한 연구활동을 진행하고 있습니다.
저희 연구실은 극초음속 유동과 관련된 다양한 연구를 수행하고 있으며, 연구 접근 방식에 따라 크게 (1) 전산수치해석 방법을 사용한 모델링 기법과 (2) 실험적 방법을 통하여 연구가 진행되고 있습니다.
(1) 연소 과정의 화학 반응 모델링
연소 과정의 상세한 화학 반응은 여러 가지 화학 성분과 Arrhenius 반응 속도로 모델링되는 여러 단계의 화학 반응에 의하여 지배 받습니다. 이러한 화학 반응 과정을 수치적으로 해석하기 위해서는 각 성분의 JANNAP Table이나 NASA Polynomial 등에 의하여 알려진 각 성분의 상세한 열역학적 물성 및 전달 물성과 함께 많은 이들의 반응 공정 연구에 의하여 알려진 상세 화학 반응 기구들을 연소 유동 해법과 결합하여 이용하여야 합니다. 상세 반응 기구를 이용한 해석의 계산 시간은 지수함수 계산이 필요한 반응 단계의 수와 성분의 수에 비례하는 보존 방정식의 풀이, 그리고 반응의 내재적 해석이 성분의 수의 세제곱에 비례하므로 화학 성분의 수에 크게 영향을 받으며, 계산 시간과 용량이 증가하게 됩니다. 이런 고용량 계산을 위해 범용 컴퓨터를 네트워크로 결합한 클러스터 형태의 슈퍼컴퓨터를 사용하게 됩니다. Figure 1과 같은 순차코드를 기반으로 한 코드의 병렬화 알고리즘을 기반으로 병렬화를 수행합니다. 영역분할 기법은 Fig. 2에 나타난 바와 같이 전체 계산 영역을 사용하고자 하는 프로세스의 수만큼의 하위 영역으로 나누어 각각의 CPU에 할당하여 독립적으로 계산을 수행한 후 경계조건을 처리할 때 메시지 패싱을 이용하여 관련된 각 영역간의 정보를 교환하게 됩니다.
저희 연구실에서 보유한 슈퍼컴퓨터를 사용한 수치해석 결과물을 Fig. 3에 나타내었습니다. 아음속 연소 수치해석은 램제트 (Ramjet) 엔진의 흡입구 (intake) - 연소기 (combustor) ? 노즐 (nozzle)의 전 기관의 유동 및 아음속 연소과정을 수치해석을 통하여 연구를 수행하였으며, 스크램제트 엔진의 초음속 연소 해석은 현재 세계적으로 많은 연구가 수행되고 있으며 본 연구실에서도 Fig. 3과 같이 공동이 있는 형상에 대해서 흡입구에서 연소기로 유입되는 고엔탈피 초음속 유동장 내에서의 연소 현상을 연구하고 있습니다. 연소 현상뿐만 아니라 DES (Detached Eddy Simulation) 난류 모델을 사용하여 초음속 유동 내 연료 분사 유동의 3차원 특성을 연구하고 있으며, Fig. 3과 같이 실제 실험과 비교했을 때 높은 정확도를 보이는 것을 볼 수 있습니다.
(2) 실험적 방법을 통한 초음속 유동 연구
저희 연구실은 초음속 유동과 극초음속 유동 실험을 할 수 있는 풍동 장치들을 자체 제작하여 보유하고 있습니다(Fig. 4). 초음속 풍동 장치는 고압의 공기가 초음속 노즐을 지나면서 마하 2의 초음속 유동을 발생시키며, 이와 같은 초음속 유동을 사용하여 램제트 흡입구 실험, 초음속 유동 내 연료 분사/혼합 실험들을 수행하고 있습니다. 마하 7의 충격파 풍동 장치는 국내 유일의 장치로 고압의 가스를 순간적으로 터트렸을 때 발생하는 고속의 운동에너지를 사용하는 장치로 마하 7 극초음속 유동에서의 흡입구 형상에 대한 연구를 수행하고 있습니다.
램제트 엔진 흡입구를 모사한 Fig. 5의 초음속 흡입구 실험장치를 만들어 Fig. 4의 초음속 풍동장치에 장착하여 실험을 수행하였습니다. 흡입구 형상에 따라 충격파 (shock wave)와 팽창파 (expansion wave) 의 간섭에 의해 흡입구 조건이 변동되게 되며, 이런 변동 조건에서 최적의 조건을 찾아 안정적으로 렘제트 엔진이 비행할 수 있는 조건을 연구하고 있습니다. 극초음속 유동내 여러 흡입구 형상에 따른 충격파 구조와 유동의 간섭을 연구하고 있으며, 전산수치해석 코드의 검증용 자료로도 활용되고 있습니다. 초음속 유동 내 혼합기 형상에 따른 유동형상은 이를 가시화하는 장치에 따라 다양한 모습을 보여주고 있습니다. 일반적인 연속 광원은 여러 이미지가 겹쳐서 평균된 이미지를 보여주지만 레이저와 같은 점 광원은 순간의 이미지를 보여주기 때문에 순간적인 유동의 난류 유동과 같은 눈으로 보지 못하는 현상들을 연구할 수 있습니다.
(3) 실험적 방법을 통한 초음속 연소 연구
국내에서는 초음속 연소를 할 수 있는 장비를 갖춘 곳이 없습니다. 초음속 연소 연구를 위해 저희 연구실은 호주와 일본과 같은 외국 대학들과 국제공동연구를 하고 있으며, 이를 토대로 많은 연구 성과를 창출하였습니다. 초음속 연소 연구를 위해 사용한 장비들은 Fig. 6에 나타내었습니다. 왼쪽 그림은 일본 동북대학교에서 공동연구를 수행했던 장치입니다. 연소기 모델은 저희 연구실에서 제작하였으며, 동북대학교의 풍동 장치와 플라즈마제트토치 (Plasma jet torch)를 점화기로 사용하여 초음속 연소 연구를 수행했습니다. 오른쪽 사진은 호주에서 초음속 연소 연구를 하는데 사용했던 T3 충격파 터널입니다.
초음속 연소 결과는 Fig. 7과 같습니다. 일본에서 수행했던 연구는 Hyper mixer라는 혼합기를 사용하였으며, 수소를 수직분사 합니다. 분사된 수소는 혼합기에 의해 공기와 혼합이 되며 플라즈마 제트의 높은 온도에 의해 점화가 됩니다. 수소 분사량을 증가시키게 되면 연소압력이 증가하며 연소기 내에서 열질식 (thermal choking)이 발생하며 연소기 앞 유동은 배압 (back pressure)에 의해 유동 박리가 발생합니다. 이때 대표적인 유동 현상으로 일련의 충격파 (shock training)가 형성되며 배압에 의한 영향이 흡입구까지 전파되면 엔진은 스톨 (stall)하게 됩니다. 따라서 이와 같은 연소 현상 연구는 스크램제트 엔진과 같은 극초음속 비행체 개발에 중요한 연구입니다. 오른쪽은 호주국립대에서 수행한 연구 결과입니다. 공동 (cavity)이라는 혼합기를 사용하였고 고엔탈피 유동에서 수소가 순간적으로 연소되었을 때를 나타냅니다. OH-PLIF (Planar Laser Induce Fluorescence) 기법을 사용하여 수소화염의 OH intensity를 측정하여 화염 분포와 강도를 측정합니다.
저희 연구실은 교수님과 연구실 구성원들이 자유롭게 서로의 의견을 공유하며 함께 연구하고 함께 즐길 수 있는 곳입니다. 넓은 연구시설과 쾌적한 환경에서 실험을 할 수 있으며, 본인이 열심히 하고자 하면 미국, 일본, 호주, 영국 등 세계 여러 대학 및 연구소에서 국제 공동 연구를 통한 해외 연수 기회도 많습니다. 여름에는 래프팅, 겨울에는 스키 MT 등 연구실 단합을 위한 여러 행사들이 많으며, 연구실 바로 앞은 관악산 공원이 있기에 봄에는 만개한 벚꽃, 여름에는 푸른 녹음과 분수, 가을에는 단풍, 겨울에는 설경을 만끽할 수 있어 연구에 힘들고 지칠 때 사계절의 자연을 음미하면서 머리를 식히면서 다시 기운을 낼 수 있습니다.
마지막으로 본 연구실을 소개할 수 있는 기회를 주신 KOSEN 관계자 여러분께 감사 인사 드리며, 저희 연구실에 관심이 있으신 분들은 많은 연락 바랍니다.
저희 연구실은 서울대학교 자연대학교건물 504동 지하 1층 실험실 (격납고사무실)에 위치했으며, 정인석 교수님 연구실은 301동 1304호입니다.
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- E-mail (정인석 교수) : enjis@snu.ac.kr
