1. 서 론

전술 수송과 공중 투하를 통한 전장 지속 지원, 재난 구호 등 다목적 임무를 수행하는 중형 수송기의 경우, 임무 달성을 위한 높은 신뢰성과 안정성이 요구되며 이에 따라 다양한 생존 장비들이 탑재된다[1,2]. 그중 Directional Infrared Counter Measures (DIRCM)은 적외선 유도 미사일을 탐지 및 교란하는 능동형 장치로, 중형 항공기의 위협 대응과 생존확률 향상을 위한 대표적 생존 장비로 적용되고 있다. 그러나 DIRCM의 운용 온도 범위는 약 – 32°C ~ 55°C로 제한되므로, 고고도(high altitude) 비행 환경 및 극한의 기상 조건에서는 사용에 제약이 발생한다[3,4,5,6]. 이를 해결하기 위한 대표적인 방안으로 기체 내부 공기를 통한 DIRCM 온도 제어법이 있지만, 시야 확보 및 설계 용이성 등의 이유로 항공기 외피에 추가 타공이 필수적이다. 하지만, 이러한 추가 타공은 새로운 누설 경로를 형성하여 여압 계통의 유입과 유출 균형을 교란하고 객실 압력을 하강시킨다. 특히, 격벽의 과도한 구조 하중과 산소 분압 저하를 유발하여 기체의 손상 및 사고로 이어질 가능성을 높이므로, 항공기 개조 및 타공 시 발생하는 기체 여압 특성 변화와 여압 유지 방안에 관한 연구는 필수적이다[7,8,9].

실제 항공기에서 타공 및 개구로 객실과 외기가 연통되어 여압 붕괴로 인한 사고 사례는 다수 보고되었다. 1985년 JAL 123편의 후방 격벽 수리 불량 및 피로 파괴로 발생한 급격한 감압은 수직 꼬리날개와 유압 계통 손실로 이어져 승객 505명과 승무원 15명이 사망하는 단일 항공기 최다 사상 사고를 유발하였다[10]. 또한, 1989년 United Airlines 811편은 화물 도어 잠금장치 결함으로 대형 개구와 급격한 감압이 발생해 비상 착륙을 수행하였고[11], 2018년 Southwest Airlines 1380편은 엔진의 팬 블레이드 파손으로 창문이 손상되며 승객 1명이 사망하였다[12]. 이와 같은 사례는 타공 및 개구가 객실과 외기를 연통시켜 급격한 감압 및 비행 사고를 초래할 수 있음을 시사한다. 이에 따라 기체 외피 개구로 인한 누설이 객실 여압에 미치는 영향에 관한 연구가 지속해서 수행되고 있다. Daidzic et al.[13]은 조종실 보안문이 설치된 여압 객실을 대상으로 0차원 감압 모델을 제시하고, 누설 개구 면적과 객실 체적 변화가 감압 시간과 문에 작용하는 차압 하중을 크게 증가시킬 수 있음을 보였다. Simmons et al.[14]은 항공기 동체를 구성하는 보강 패널을 대상으로 펄스 압력 하중 실험과 유한요소 해석을 수행하여, 급격한 압력 변화가 패널 변형과 파손에 미치는 영향을 정량적으로 평가하였다. Zhang et al.[15]은 단일 통로형 객실을 대상으로 개구의 크기와 위치, 내부 차단 판이 누설 유량 및 벽면 압력에 미치는 영향을 전산 해석과 실험으로 검증하였다. He et al.[16]은 조종실과 객실이 구획된 시스템에서 개구 면적, 구획 체적, 감압 패널이 감압 속도와 격벽 하중에 미치는 효과를 분석하여, 추가 타공이 감압을 가속하고 과도한 구조 하중을 유발할 수 있음을 시사하였다. Breard et al.[17]은 조종실 급감압에 대한 전산 해석을 통해 개구 면적과 감압 시간·감압률 간의 상관관계를 제시하였다. Kurokawa[18] 등은 공조 팩 유입, 누설, 아웃플로우 밸브 유출을 포함한 질량수지 모델로 전 비행 구간의 객실 차압 응답과 요구 밸브 개구 면적을 계산하였으며, 추가 타공으로 등가 누설 면적이 커질수록 밸브 제어 여유가 감소함을 정량적으로 고찰하였다.

본 연구는 C-130H에 DIRCM을 장착하면서 발생하는 추가 타공이 객실 여압에 미치는 영향을 고정밀도 전산유체역학(Computational Fluid Dynamics, CFD)을 통해 분석하였다. 기존 여압 해석에서는 형상이 단순하다는 가정하에 단일 제어체적 기반 0차원 압력 감쇠 모델 또는 1차원 오일러 방정식 기반 모델이 주로 활용되어 왔다. 이러한 저차원 모델은 객실 체적, 내외부 압력차 및 등가 누설 면적에 따른 여압 거동을 충분한 정확도로 예측할 수 있다. 그러나 본 연구에서와 같이 C-130H에 DIRCM을 부착하기 위한 추가 타공 및 구조 개조로 동체 형상이 국부적으로 복잡해진 경우, 이로부터 유발되는 3차원 점성 유동 구조와 누설 경로별 손실 특성은 0차원 또는 1차원 기반 모델만으로 적절히 반영하기 어렵다. 따라서 DIRCM 개조에 따른 복잡한 유동 구조, 압력 분포 및 누설 경로별 손실 특성을 정량적으로 평가하기 위해서는 CFD 해석이 요구된다. 본 연구에서는 상용 CFD 프로그램인 STAR-CCM+을 이용하여 비정상 Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS) 해석을 수행하였고, 지상 및 고고도 비행 조건에서 개조 전, 후의 항공기 동체의 압력 이력과 누설 질량 유량을 비교하였다. 또한, 등가 누설 면적은 각 비행 조건의 실기체 압력 감쇠 시험을 통해 산정하였다. 개조로 인한 여압 변화 조건에서 압력 변화를 방지하고 객실 내 여압 유지를 위한 Environmental Control System(ECS) 작동 여부에 따른 여압 안정성 분석을 추가로 수행하였으며, 본 해석에서 ECS on/off는 객실 내 여압을 유지하기 위한 mass flow inlet에서 질량 유량 공급의 여부를 각각 의미한다. 고찰 결과는 중형 수송기의 개조 설계 한계 설정과 인증, 비행 시험 계획 수립을 위한 정량 근거로의 활용을 위해 객실 고도와 차압의 시간 응답으로 제시하였다.

2. 전산 해석 기법

본 연구에서는 C-130H 항공기의 DIRCM 부착에 따른 추가 타공이 객실 여압 유지성에 미치는 영향을 분석하기 위해 상용 소프트웨어인 STAR-CCM+를 이용하여 비정상 RANS 해석을 수행하였다. 지배방정식은 평균화된 연속 방정식 및 운동량 보존 방정식으로 기술한다. 이는 식 (1), (2)와 같으며, ρ는 밀도, v는 평균 속도 벡터, p는 평균 압력, T는 분자 점성응력 텐서를 의미한다. 질량 및 유동장 보존을 각각의 식으로 표현하였으며, T_rans는 레이놀즈 응력 텐서, f_b는 체적력이다. 평균화 과정에서 도입되는 난류 응력 텐서는 식 (3)으로 정의할 수 있다.

비점성 대류항으로는 Roe’s Flux-Difference Splitting (FDS) Scheme을 이용하였으며, 점성 항에는 2차 중심 차분을 적용하였다. 비정상 해석의 시간 적분은 각 물리 시간 단계마다 내부 반복을 수행하는 Unsteady Implicit Method로 구현하였다. physical time 전진 간격 사이의 해를 안정적으로 수렴시키기 위해 Dual Time Stepping을 적용하였으며, 내부 iteration은 20으로 설정하여 Residual과 평균 동체 내부 압력 및 누설 질량 유량의 안정적 수렴을 확보하였다. 또한, 본 연구에서는 개조부 주변의 평균 전단 및 전압 손실 추정의 정밀한 예측을 위해 k-ω Shear Stress Transport (SST)를 난류 모델로 사용하였다. k–ω SST 모델은 벽면 근처에서는 k–ω 거동을, 자유 전단 영역에서는 k–ε 거동을 가중 혼합함으로써 역 압력구배 및 박리–재부착이 수반되는 복잡한 유동장을 안정적으로 예측하도록 설계된 모델이다. k-ω SST의 수송식은 식 (4), (5)로 나타내었으며, 이때 P_k는 난류 생성항, ν는 분자 동점성계수, ν_t는 난류 동점성 계수이다.

난류 동점성 계수(ν_t)는 식 (6)을 통해 정의하였다. 이를 통해 벽 근처의 불리한 압력구배 및 정체 영역에서 ν_t가 비물리적으로 과대해지는 것을 방지하였으며, 식 (7)의 난류 전단응력의 과잉 생성을 억제하였다.

벽면 경계 처리는 All y+ Wall Treatment로 적용하였다. All y+ 방식은 저 y+ 영역의 저 레이놀즈 벽 처리와 고 y+ 영역의 벽 함수 운용을 단일 프레임 내에서 연속적으로 전환할 수 있어, 영역별 y+ 분포가 상이한 실제 물리적 현상을 안정적으로 표현 가능하다. 이에 따라 장시간 비정상 해석에서 계산 효율을 확보함과 동시에 평균 압력장과 누설 질량 유량의 고정확도 정량 비교를 수행하였다.

3. 전산 해석 모델 및 유동 조건

3.1 전산 해석 모델

본 연구에서는 대표적인 중형 군용 수송기인 C-130H를 전산 해석 모델로 선정하여, 동체의 추가 타공이 여압 영향성에 미치는 영향을 고찰하였다. Fig. 1은 C-130H의 실제 형상이며, Fig. 2(a)는 전산해석에 사용한 모델로서 동체의 추가 타공에 따른 여압 영향성 평가를 목적으로, 전산해석 효율을 확보하기 위해 프로펠러와 날개 및 미익을 제외한 단순화된 동체 형상만을 고려하였다. 항공기 동체의 추가 타공이 없는 개조 전(Original) 형상 및 DIRCM 부착으로 인한 추가 타공이 있는 개조 후(Modified) 형상을 나타내었으며, 동체 하부의 A_eff로 표기된 개구는 모델링의 단순화를 위해 동체 전역의 누설 면적을 등가 단일 면적으로 치환하여 구현하였다. 해당 면적을 도출하기 위해, 동체 부피와 초기 동체 내부 압력 및 대기압에 따른 압력 강하 시간을 입력값으로 등가 누설 면적을 산출하도록 구성된 상미분 방정식(Ordinary Differential Equation, ODE)을 이용하였다. ODE를 통해 실기체의 압력 강하 시험의 소요 시간에 따른 유효 누설 면적(A_eff)을 역산하였고 19.59 cm² 값이 도출되었다. 또한 안정적인 질량 유량 추정과 격자 수렴성을 확보하기 위해 출구부를 완만한 수축 노즐 형상으로 구현하였다[19]. Fig. 2(b), (c)는 DIRCM의 컴포넌트로서 동체-DIRCM 연결 파이프, 파이프 내부 팬, DIRCM 페어링, 페어링 내부 공간과 외부 유동장을 연결하는 파이프로 구성된다. 비정상 해석의 효율을 고려하여 파이프 내부 팬 블레이드는 실제 형상 대신 Actuator Disk Model(ADM)을 통해 모델링하였다[20]. 또한 동체-DIRCM 연결 파이프의 가장 좁은 목을 A_Deff1, DIRCM 페어링에서 외부로 이어지는 개구 단면적은 A_Deff2로 명명하였으며, 각각의 면적은 2.086 cm², 22.73 cm²으로 지정하였다.

Fig. 1.

C-130H transport aircraft

Fig. 2.

Original/modified model of the C-130H and DIRCM components

3.2 경계조건 및 계산 격자

Fig. 3에는 해석을 수행하기 위한 계산 영역 및 경계조건을 나타내었다. 동체 내부 압력 유지를 위한 질량 유량 공급 시스템인 ECS를 구현하기 위해 Mass Flow Inlet 경계조건을 지정해 주었으며, 항공기 형상 표면에는 No-slip Wall 경계조건을 지정하였다. 기체 여압 누설 개구인 A_eff 및 A_Deff2는 외부 대기와의 압력 경계를 구현하기 위해 Pressure Outlet을 지정하였다. 또한 질량 유량의 원활한 배출을 확인하기 위해 A_eff 및 A_Deff2에 접하는 외부 유동 영역을 추가로 모델링하여 Freestream 경계조건을 지정하였다. 개조 전 형상의 경우 개조 후 형상에서 DIRCM을 제외한 영역의 경계조건과 동일하다. JSSG-2009 Appendix D[21]에 기반하여 정의한 지상 시험과 비행 시험의 경계별 초기 압력 및 온도 조건은 Table 1에 정리하였다. 지상의 시간 압력 강하 시험은 동체 내부 압력을 1.32 atm까지 가압한 후, 누설 면적으로 인해 압력이 1.27 atm에서 1.20 atm까지 감소하는데 걸리는 시간이 규정값 이상인지 확인하는 절차가 포함된다. 따라서 전산 해석 시 1.32 atm의 동체 내부 압력과, 1 atm의 외부 압력을 통해 초기 경계 조건을 정의하였다. 비행 시험은 격실 압력 요구도에서 제시하는 고도별 최대 허용 차압을 준용하였으며, 본 연구에서는 비행고도 30,000 ft에서 기내외 차압의 유지 여부를 확인하였다. 이에 따라 해석 조건은 국제 표준 대기에 따라 30,000 ft 상공의 평균 기압인 0.297 atm, 차압 유지 시 객실 압력을 0.804 atm으로 설정하였으며, 온도는 각 시험 조건의 압력에 대응하도록 등엔트로피 관계를 적용하여 산정하였다.

Fig. 3.

Boundary conditions applied to the modified model of the C-130H

추가 타공에 따른 동체 내부 압력과 질량 유량 변화 예측을 위한 C-130H 항공기 및 동체-DIRCM 연결 파이프 내부 벤츄리 구간의 격자계는 Fig. 4와 같다. 누설부 주위의 유동 포착 및 동체-DIRCM 연결 파이프와 같이 좁은 목 부분에서의 급격한 속도 및 압력 변화를 포착하기 위해 해당 부분들의 격자 조밀화를 수행하였다. 전산 해석에 앞서, 적절한 격자 규모 선정을 위한 격자 수렴성 검증 수행 결과는 Table 2와 같다. 200만 개, 320만 개, 500만 개의 격자 개수에 따라 동체-DIRCM 연결 파이프의 좁은 목 부분(A_Deff1)의 격자 수렴성 테스트를 진행하였으며, 각 최소 격자 크기는 A_Deff1 지름의 약 12.5%, 5%, 2.5%인 2 mm, 0.8 mm, 0.4 mm로 선정하였다. 수렴성 테스트 결과, 320만 개 이상의 격자 개수 조건에서 ​A_Deff1-A_Deff2 직렬 경로를 통과하는 누설 질량 유량이 수렴함을 확인하였고, 이를 통해 본 연구의 기준 격자로 320만 개를 선정하였다. 해석 정확도 확보를 위해 개조부의 복잡 형상 주변에 약 280만 개 격자를 밀집시켰으며, ECS 미작동 조건에서 동체 내부 압력이 대기압과 동일해지도록 지상 시험의 경우 400초, 비행 시험의 경우 1,000초 동안 전산해석을 수행하였다. Intel(R) Xeon(R) Gold 6230R CPU 2.1GHz 128 Cores를 이용하여 전산해석에 약 14시간이 소요되었다.

Fig. 4.

Computational grid system of C-130H

4. 전산 해석 결과

4.1 전산 해석 기법 검증

항공기 개조 여부에 따른 여압 영향성 분석에 앞서, 본 연구에서 사용한 전산 해석 기법에 대한 검증을 수행하였다. 검증에 사용한 해석 모델은 Fig. 5와 같으며 C-130H와 동일 체적의 장타원체를 이용하였다. 본 검증에 사용한 ODE의 경우 객실 내부를 단일 제어체적 기반 0차원 압력 감쇠 모델이다. 해당 모델은 객실 체적, 내외부 압력차 및 등가 누설 면적을 이용하여 시간에 따른 평균 객실 압력 변화를 계산한다. 누설 개구 면적의 경우 15.07 cm²로 정의하여 동체 내부 압력이 대기압에 수렴할 때까지의 소요 시간 및 감소 경향을 ODE로 계산한 결과와 비교하였다. 지상 및 비행 시험 조건의 내부 압력 변화 예측 결과는 Fig. 6과 같다. 지상 시험 조건의 경우 초기 압력 1.32 atm에서 1 atm으로 감소하는 압력 변화 과정을 나타내었으며, 전 시간 구간에서 URANS 전산해석 결과가 ODE 결과와 유사함을 확인하였다. 비행 시험 조건 또한 초기 0.804 atm에서 0.297 atm으로 감소하는 압력 변화 경향이 ODE와 유사하게 예측된 것을 통해 본 연구에서 사용한 전산 해석 기법의 적절성을 확인하였다.

Fig. 5.

Configuration of a ellipsoid with the same volume as the C-130H

Fig. 6.

Pressure comparison between URANS and ODE predictions for the ellipsoid model

4.2 지상 시험 해석 결과

C-130H DIRCM 개조에 따른 타공 유무가 내부 압력과 누설 질량 유량에 미치는 영향을 비교하기 위해 항공기 동체의 추가 타공이 없는 개조 전(Original) 형상 및 DIRCM 부착으로 인한 추가 타공이 있는 개조 후(Modified) 형상을 지상 시험 조건에서 해석하여 Fig. 7에 나타내었다. 개조 전 모델의 경우, 동체 내부 압력이 1.27 atm에서 1.20 atm으로 감소하기까지 약 40 초가 소요된 것을 확인하였다. 또한, t=0 초의 동체 전체 누설 면적 A_eff를 통과하는 질량 유량은 내부 압력 감소에 따라 감소하였으며, 대기압 도달 시 0 kg/s로 수렴하였다. 개조 후 모델은 동일 구간 누설 시간이 32.3 초로 약 7.7 초 단축되었다. t=0 초의 등가 누설 면적 A_eff를 통과하는 질량 유량은 0.490 kg/s로 개조 전과 큰 차이가 없으나 DIRCM을 부착하면서 생긴 타공 면적인 A_Deff2를 통과하는 누설 질량 유량인 0.120 kg/s가 추가되어 총 누설 유량이 증가하였고, 이로 인한 감압의 가속화가 진행되었다. 이때, 타공 면적인 A_Deff2와 동체-DIRCM 연결 파이프의 좁은 목인 A_Deff1은 직렬로 연결되어 있으므로 총 누설 유량을 계산할 경우 A_Deff2 만을 고려하였다.

Fig. 7.

Pressure and leakage mass flow variations in ground test between original and modified model of the C-130H

4.3 비행 시험 해석 결과

비행 조건에서의 개조 전 C-130H 항공기의 여압 유지성 예측 결과는 Fig. 8과 같다. 비행고도 30,000 ft의 경우, 외부 압력은 0.297 atm, 요구 차압은 0.507 atm이므로 동체 내부 압력은 0.804 atm으로 유지되어야 한다. 이에 따라 t=0 초에서 유효 누설면적 A_eff를 통과하는 누설 질량 유량인 0.364 kg/s가 ECS 공급 유량으로 평가되었다. 이때, 내/외부 압력 차이는 지상 시험에 비해 비행 시험에서 더 크지만, 누설되는 질량 유량은 지상 시험이 0.490 kg/s로 더 큰 것을 확인할 수 있다. 지상에서는 고도 30,000 ft 상공에 비해 공기 밀도가 커 레이놀즈 수가 증가하고, 이로 인해 점성력에 대한 관성력의 비가 커지면서 점성 효과는 상대적으로 감소하는 경향을 보인다. 이러한 조건에서 오리피스 누설 유동의 질량 유량은 식 (8)로 표현된다.

식 (8)을 통해 동일한 압력차 △p와 기하 조건이 유지될 때, 밀도 𝜌가 증가하면 ρ항에 비례하여 누설 질량 유량 m˙이 상공 조건에 비해 더 크게 나타나는 것을 확인하였으며, 이는 밀도가 높은 지상에서 30,000 ft 상공에 비해 누설 유량이 더 커지는 것을 정량적으로 설명한다[22,23]. 도출된 공급 유량을 기반으로 ECS 작동 시 동체 내부 압력 및 질량 유량 예측 결과, 요구 압력인 0.804 atm 수준을 안정적으로 유지하였고, 공급 유량 0.364 kg/s와 누설 질량 유량이 일치하여 요구 질량 유량을 만족하였다. 이를 통해 개조 전 C-130H 모델이 고도 30,000 ft 상공에서 비행 시 ECS가 0.364 kg/s 질량 유량을 공급할 경우, 요구 차압 기준을 충족하는 것을 확인하였다.

Fig. 8.

Pressure and leakage mass flow variations in flight test of original model of C-130H with and without ECS operation

앞선 C-130 항공기 내부 유동 분석을 통해, 개조 전 기체의 요구 차압 기준을 충족시키기 위한 ECS 공급 유량을 도출하였다. 이후, 항공기 DIRCM 부착에 따른 추가 타공을 고려한 형상에 대해 동체-DIRCM 연결 파이프 내부 팬의 회전 유무가 여압 유지성에 미치는 영향을 비교하였다. Fig. 9는 ECS 미작동 및 파이프 내부 팬이 정지된 상태에서 동체 내부 압력 변화 및 동체 추가 타공 면적을 통과하는 누설 질량 유량의 변화를 예측한 결과이다. t=0 초에서 유효 면적(A_eff) 누설 질량 유량은 0.362 kg/s, 직렬로 연결되어 통과하는 유량이 동일한 A_Deff2, A_Deff1 누설 질량 유량이 0.074 kg/s로 도출됨을 통해, ECS 공급 질량 유량으로 0.436 kg/s를 선정하였다. 이후 ECS 작동 시 동체 내부 압력 및 유동량을 해석한 결과는 Fig. 10과 같다. 동체 내부 압력은 0.804 atm 수준을 안정적으로 유지하였으며, A_eff 및 A_Deff1을 통과하는 누설 질량 유량은 각각 0.362 kg/s, 0.074 kg/s로 초기 누설 질량 유량을 유지하는 것을 확인하였다. 다만 1,000 초 시점 기준으로 내부 압력은 0.804 atm과 정확히 일치하는 것이 아니라 미세한 편차가 남는데, 이는 t=0 초에서 초기 누설 질량 유량을 산정할 때 해석 초기 유량 변동이 큰 과도 구간에서 값을 선택함으로써 발생한 오차로 판단된다. 동체-DIRCM 연결 파이프의 압력 및 속도 분포 예측 결과인 Fig. 11 또한 파이프의 구간 전반의 내부 압력 유지 및 하향류의 속도 분포를 도출하였으며, 이를 통해 ECS의 여압 유지 효과를 확인할 수 있었다.

Fig. 9.

Pressure and leakage mass flow variations in flight test of the modified C-130H with the non-rotating fan

Fig. 10.

Pressure and leakage mass flow variations in flight test of the modified C-130H with mass flow supplied from the ECS and the non-rotating fan

Fig. 11.

Pressure and velocity fields in a vertical cross section of the pipe with the non-rotating fan

다음은 개조된 항공기 내부 파이프 내부 팬의 회전이 여압 유지성에 미치는 영향을 평가하였다. 내부 팬은 17,100 rpm의 속도로 고속 회전하므로 실제 팬의 회전을 고려하기 위해 Sliding Mesh 기법을 적용할 경우, 과도한 계산 비용으로 전산해석이 현실적으로 어렵다. 따라서 본 연구에서는 내부 팬의 회전 효과를 Actuator Disk Method를 적용하여 고려하였다. Fig. 12는 ADM 입력값 산정을 위해 실제 팬 블레이드를 기하학적으로 모델링한 형상을 나타내었으며, Fig. 13은 팬 단독 해석 조건에서 팬 회전에 의해 발생하는 평균 추력을 산정하였다. 약 30회전 경과 후 추력이 28N으로 수렴함을 확인하였으며, 해당 값을 ADM 입력 추력으로 정의하였다. 해당 입력 추력을 적용하여 DIRCM 내부 팬 회전에 따른 동체 내부 압력 및 누설 질량 유량 변화를 예측한 결과는 Fig. 14와 같다. ECS 공급이 없는 조건의 경우, t=0 초에서 A_eff를 통과하는 누설 질량 유량은 0.362 kg/s이 도출되었다. A_Deff1의 경우 통과하는 누설 질량 유량은 0.074 kg/s으로 총 누설 질량 유량은 팬이 회전하지 않는 경우의 초기 누설 질량 유량과 유사한 것을 확인하였다. 하지만 앞선 팬의 미작동 조건과 달리, 기체 내부 압력이 대기압(0.297 atm)과 동일해지는 890 초 이후에도 A_Deff1 및 A_Deff2 경로의 누설 질량 유량이 0 kg/s으로 수렴하지 않고 계속해서 질량 유량이 누설되는 것을 확인하였으며, A_eff를 통과하는 누설 질량 유량 또한 0 kg/s로 수렴하지 않고 오히려 0 kg/s 보다 낮아지는 현상이 발생하였다. 내부 팬의 회전 시 발생하는 외부 동력은 유동에 일을 가해 ADM 인근 정압이 불연속적으로 상승하는 압력 점프 현상이 발생하였다[24]. 이로 인해 파이프의 내부 압력이 높아져 대기압과 지속적으로 압력차가 존재하는 것이 원인으로 판단된다. A_eff 경로의 누설 질량 유량의 경우 또한 동체 내부 압력이 대기압과 같아졌음에도 A_Deff1 및 A_Deff2 경로의 누설 질량 유량에서 누설이 유지되면서 내부 압력은 대기압보다 낮아져 동체 내부로 다시 유입되는 현상이 발생한 것이 원인으로 판단된다.

Fig. 12.

Geometry of the actual fan blade

Fig. 13.

Thrust data of the actual fan blade

Fig. 14.

Pressure and leakage mass flow variations in flight test of the modified C-130H with the rotating fan represented by the ADM

Fig. 15는 내부 팬 회전 시 ECS 작동에 따른 내부 압력 및 유동 질량 변화를 예측한 결과이다. 동일 초기 조건에서 총 누설 질량 유량과 같은 0.436 kg/s를 ECS 공급 질량 유량으로 지정하였으며, ECS 작동 시 동체 내부 압력은 0.804 atm 수준으로 안정적으로 유지되었다. A_eff 및 A_Deff1, A_Deff2을 통과하는 누설 질량 유량 역시 각각 0.362 kg/s, 0.074 kg/s로 초기 누설 질량 유량과 같음을 확인하였다. 해당 조건에서의 파이프 내부 압력장 및 속도장 예측 결과는 Fig. 16과 같다. 내부 팬 회전 시 파이프 내부 압력 분포인 Fig. 16(a)의 경우, Suction effect로 인해 디스크 상부에서 압력 강하와 속도 상승이 발생하였으며, 디스크 통과 과정에서 유동에 에너지가 공급되어 디스크 하부의 압력 점프 및 정압 상승 현상이 관측되었다. 또한 이 같은 Suction effect 및 압력 점프 현상으로 인해 발생한 디스크 하부 유동의 일부가 상부로 역류하는 현상을 Fig. 16(b)의 유동 속도 분포에서 확인할 수 있었다. 하지만 디스크 상부의 가속 효과와 하부의 역류 효과가 상쇄되어, 총 누설 질량 유량과 동체 내부 압력 변화를 팬 비회전 조건과 비교 시 유의미한 차이가 발생하지 않았다.

Fig. 15.

Pressure and leakage mass flow variations in flight test of the modified C-130H with mass flow supplied from the ECS and the rotating fan

Fig. 16.

Pressure and velocity fields in a vertical cross section of the pipe with the fan rotating represented by the actuator disk model

5. 결 론

본 연구에서는 기존 오일러 방정식 기반 1차원 수식 모델로는 반영하기 어려운 DIRCM 장비 부착에 따른 개조로 인해 복잡한 3차원 점성 유동 특성을 고려하기 위하여 URANS 기반 전산해석을 수행하고, 이를 통해 C-130H 항공기의 DIRCM 장비 부착에 따른 추가 타공이 객실 여압 유지에 미치는 영향성을 분석하였다. 지상 시험과 비행 시험 조건에서 실기체 압력 강하 시험을 통해 역산한 등가 누설 면적을 반영하였으며, 개조 후 모델에는 DIRCM 형상을 추가 포함하였다. 지상 시험 조건의 경우, 개조 전 형상에 실기체와 동일한 등가 누설 면적을 적용하여 객실 압력이 1.27 atm에서 1.20 atm으로 감소하기까지 40초의 시간이 걸렸다. 또한, 개조 후 형상의 추가 타공으로 누설 면적이 증가하여 동일 구간의 감압 시간이 32.3초로 단축됨을 확인하였다. 비행 시험 조건에서는 ECS 운용 여부에 따른 압력과 누설 질량 유량 응답을 비교하였다. ECS를 작동하지 않은 상태에서 t=0 초 누설 질량 유량을 계산하였고, 이를 필요 공급 유량으로 설정하여 ECS를 운용한 경우의 객실 압력과 질량 유량을 예측하였다. 이를 통해 ECS 작동 조건에서 객실 압력과 대기압의 차압은 목표 수준으로 안정적으로 유지되는 것을 확인하였다. ADM을 통한 DIRCM 내부 팬 회전을 고려한 경우, 외부 에너지 공급으로 인해 압력 차가 발생하였으며, 디스크 상부의 유동 가속 효과 및 하부의 유동 역류로 인한 정체 구간을 관측하였다. 하지만 팬 비 회전 조건과 비교할 경우, 총 누설 질량 유량과 동체 내부 압력 변화에서는 유의미한 차이가 관찰되지 않았다.

본 연구에서는 실제 팬 블레이드를 모델링하지 않고 ADM으로 대체하여 수행하다 보니 실제 팬 블레이드가 회전하면서 발생하는 물리적 현상을 반영하지 못한 한계점이 존재한다. 향후 연구에서는 Sliding Mesh 기법을 적용하여 팬 블레이드 회전에 따른 3차원 비정상 유동을 모사하고, 이를 반영하여 여압 응답 예측의 신뢰도를 높일 예정이다.