초음속 풍동의 추력 측정 및 가시화

본문내용

움직이는 물체보다 늦게 시간을 두고 뭉쳐져 동시에 진행된다. 이것을 충격파라고 부르며 에너지가 덩어리로 뭉쳐져 있어 다른 물체에 도달하는 순간 큰 파괴력을 발휘한다.
항공기가 초음속 비행할 때 발생하는 충격파는 항공기를 원추형의 끝점으로 두는 거대한 원추형 형태로 발생하게 되며 이러한 충격파 모양을 마하콘(Mach cone)이라고 한다. 특히 충격파는 항공기가 음속에 가까워지거나 음속보다 빠르게 날 때 주로 발생한다.
위의 그림은 Edge에서의 경사충격파(Oblique shock)을 보여주고 있다. 위의 결과로 노즐 출구에서의 Mach수를 구할 수가 있다.
4. 실험방법
4.1. 실험장치도
4.2. 실험방법
1) 배기 밸브를 열어 놓은 상태에서 Regulator를 조절하여 Chamber 내의 압력을 측정
하는 압력스캐너의 압력이(즉 Chamber 내의 압력) 5.5 기압이 되도록 조절한다. 이때
압력스캐너에서 측정되는 값은 psi 이고 Chamber 내의 압력이 1기압 일때 압력스캐
너에서는 0으로 표시하기 때문에 압력스캐너가 66.15psi(=4.5기압)을 지시하게 되면
Chamber 내의 압력은 5.5 기압이 되는 것이다.
2) Chamber 내의 압력이 5.5 기압으로 맞추어지면 배기 밸브를 닫고, Labview 프로그
램과 압력 스캐너 프로그램을 실행시킨 후 Chamber 로 들어가는 공기 밸브를 열어서
초음속 유동을 형성시킨다.
3) 노즐 끝단에 설치된 Wedge에서 생기는 충격파를 Schliren방법으로 가시화 한 후에
사진기를 이용하여 충격파 유동을 촬영한다.
4) 다시 Chamber 내의 압력을 4.5기압과 6.5기압으로 조정한 다음에 위의 실험방법을
반복한다.
5) 컴퓨터에 저장된 Chamber 내의 압력 측정 데이터와, Load Cell에서 측정되어 나온
실시간 추력값을 비교 분석하고, 이론적으로 계산된 마하수와 촬영된 충격파 유동을
마하수와 Wedge에 따른 충격파 각도 그래프를 보고 비교 분석한다.
5. 결과 및 고찰
이번 실험은 초음속 노즐 끝단에 Wedge를 설치하여 충격파를 형성시키고, 생성된 충격파를 Schileren 방법을 이용하여 가시화 한뒤, 가시화된 충격파 유동장을 통해 이론적으로 계산된 마하수와 충격파와 Wedge가 이루는 각도를 이용하여 찾아낸 마하수를 비교 분석하는 실험이다.
= 158.367 mm2
= 100.287 mm2
에서 가 되고, k= 1.4 이므로 대입하여 보면 M =
그런데 이런 초음속 풍동은 test section안에 위치하여 충격파에 의한 오차를 없애주어야 하지만, Wedge를 노즐 뒤에 설치하여 노즐 뒤가 대기압(지상실험이기 때문)이 형성된다. 초음속 풍동에서 수직 충격파가 발생하지 않으면, 과대팽창이 되기 때문에 대기압의 영향으로 경사충격파가 형성된다. 그래서 실제적인 출구 면적보다 작아진 것처럼 작용하게 된다. 그러므로 마하수가 이론값보다 더 작게 나올것으로 예상된다. 그리고 ideal nozzle로 가정했지만 마찰력의 영향으로 약간의 감소도 예상된다.

키워드

충격파,   Schliren,   마하수,   초음속 풍동,   Wedge angle,   shock angle,   유동가시화