필라델피아에 미국 최초의 증기 펌프 상수도를 건설하고, 나중에 워싱턴 국회의사당의 일부를 설계한 영국 출신의 다재다능한 엔지니어 벤자민 헨리 라트로브(1764-1820)는 1803년 미국철학회에 미국의 증기공학 현황에 대해 보고했다. 조시아 혼블로어는 1753년 뉴저지 벨빌의 구리 광산에서 사용할 최초의 뉴커먼 엔진을 수입했다. 라트로브는 뉴커먼 엔진이 의미하는 ‘오래된 구조의 엔진’이 1803년보다 약 40년 전에 영국에서 도입했지만 "미국 독립 혁명 이후 기계적인 노력의 전반적인 무기력 속에서 증기기관의 유용성은 잊혀진 것으로 보인다"라고 말했다. 그는 증기기관으로 배를 추진하려는 ‘일종의 광기’가 있었지만, 1803년 미국에는 "상당한 동력을 가진 증기기관이 다섯 대밖에 없었다"라고 말했다. 이 중 하나는 〈맨해튼 워터 컴퍼니〉에 속한 〈불턴 앤 와트〉 엔진이었다고 그는 말했다. 뉴욕의 다른 하나는 니콜라스 J. 루스벨트 대통령의 목재를 톱질하는 거였다. 루스벨트 대통령이 만든 다른 두 대는 필라델피아시에 물을 공급하는 펌프였다. 다섯 번째는 라트로브가 어디엔가 있다고 들었던 보스턴에서 어떤 종류의 제조업에 사용하고 있었다. 그는 두 번째 보고서에서 "실험을 통해", "의도된 목적"을 달성하기 위해 "새로운 원리"에 따라 뉴욕에 엔진을 들여 온 "매우 독창적인 킨제이 박사"의 개선 사항을 발견할 수 있을 거라고 말했다.
틀림없이 청중들은 미국이 영국보다 훨씬 뒤처져 있다는 데 의견을 모았다. 미국이 영국으로부터 독립한 지 30년이 지나지 않았고, 의회의 제한적인 법률에서 벗어났으며, 영국이 기술자의 이민을 금지했기 때문에 이것은 놀라운 일이 아니었다. 그러나 라트로브는 "올리버 에반스가 실험용으로 만든 작은 엔진을 파리의 벽기둥을 연마하는 데 사용한 것과 브릭스의 증기기관에 대한 언급도 생략해서는 안 된다"라고 덧붙였다. 실제로 그는 그렇게 해서는 안 됐다. 그리고 에반스는 나중에 당시 미국의 뉴스 잡지였던 <나일스 위클리 레지스터>에 이 문제를 제기했다.
1807년 올리버 에반스는 〈Mars〉 제철소를 설립했다. 1812년에는 24시간 동안 12톤의 석고를 갈아내고 12시간 동안 12피트의 속도로 대리석을 절단하는 등 '완벽한 성공'을 거두었다고 보고했다. 필라델피아에 두 대, 미시시피에 세 대의 엔진이 있었고, 그중 두 대는 제재소를 가동했으며, 피츠버그에 서너 대는 곡물을 제분하고 철을 압연했고, 오하이오주 마리에타에 한 대, 켄터키주 렉싱턴에 또 다른 엔진이 있었고, 코네티컷주 미들타운에 있는 또 다른 엔진은 천 공장을 운영하고 있었으므로 그는 이 엔진이 '추측성 이론'이 아니었다고 말했다.
에반스 고압 증기 기관, 1805년
1815년 올리버 에반스는 필라델피아의 새로운 페어마운트 상수도를 위해 지름 20인치 실린더, 5피트 스트로크, 200파운드 압력으로 증기를 공급하도록 설계한 4개의 보일러를 갖춘 엔진을 설치했다. 이 발전소는 운영 비용이 너무 많이 들어 1822년 필라델피아에서 라트로브의 조수이자 후임자인 프레드릭 그라프의 지시에 따라 수력발전으로 대체되었다. 하지만 올리버 에반스는 1812년 영국과의 전쟁 이후 금융 공황과 불황이 이어지던 1819년 그가 사망할 때까지 대서양 연안에서 50대의 증기기관을 운영했다. 의심할 여지 없이 이러한 급속한 확장은 유럽에서 나폴레옹 전쟁과 영국과의 2차 전쟁으로 봉쇄와 금수 조치 때문에 영국에서 기계가 도입되고 미국 제조업, 특히 섬유 산업이 발전한 데 따른 성장의 일부에 불과했다. 그런데도 올리버 에반스는 영국의 엔진 제조업체를 빠르게 따라잡고 있었다.
추진제의 한 성분은 액체로 저장하고 다른 성분은 고체로 저장하는 로켓 추진 개념을 하이브리드 추진 시스템이라고 한다. 이 시스템은 보통 액체 산화제와 고체 연료를 사용한다. 하이브리드 로켓 모터에 사용하려고 고체 연료와 액체 산화제뿐만 아니라 액체 연료와 고체 산화제의 다양한 조합을 실험적으로 이미 평가하였다. 가장 일반적인 것은 그림에 표시된 액체 산화제-고체 연료 개념이다. 여기에서 대형 압력 공급식 하이브리드 부스터 구성을 설명하였다. 하이브리드 기술에서 액체 산화제를 가압하는 수단은 중요한 요소는 아니지만 터보 펌프 시스템도 이 작업을 수행할 수 있다. 산화제는 요구 사항에 따라 비극저온(저장성) 또는 극저온 액체를 사용할 수 있다.
하이브리드 로켓 (출처: Rocket Propulsion Elements)
이 하이브리드 추진 개념에서 산화제는 1차 연료 입자의 상류에 있는 사전 연소 또는 기화 챔버에 주입한다. 연료 그레인은 주입한 산화제와 반응하려고 연료 증기를 생성하는 수많은 축 방향 연소 포트를 포함한다. 후방 혼합 챔버는 모든 연료와 산화제가 노즐을 빠져나가기 전에 연소시킬 때 사용한다.
하이브리드 로켓 추진 시스템의 주요 장점은 다음과 같다:
(1) 제작, 보관 또는 작동 중 폭발이나 폭발 가능성이 없는 안전성,
(2) 시작-정지-재시작 기능,
(3) 상대적으로 낮은 시스템 비용,
(4) 고체 로켓 모터보다 높은 비추력, 액체 이원 추진 엔진보다 높은 밀도 비추력,
(5) 필요에 따라 넓은 범위에서 모터 추력을 부드럽게 변경할 수 있는 기능.
하이브리드 로켓 추진 시스템의 단점은 다음과 같다:
(1) 혼합비와 이에 따라 정상 상태 작동 및 스로틀링 중에 비추력이 다소 달라질 수 있으며,
(2) 고체 추진제 시스템보다 밀도 비추력이 낮다.
(3) 연소 종료 시 연소실에 일부 연료 찌꺼기가 남아 있어 모터 질량 비율이 약간 감소하며,
(4) 대형 추진 시스템의 타당성이 입증되지 않았다.
응용 분야와 추진제
하이브리드 추진은 스로틀링, 명령 종료 및 재시작, 독성이 없는 저장성 추진제가 필요한 장시간 임무 또는 인프라 운영(제조 및 발사) 등 자연 발화하지 않는 추진 시스템의 이점을 누릴 수 있다. 이러한 응용 분야에는 우주 발사체, 상부 단계 및 위성 기동 시스템의 1차 부스트 추진을 포함한다.
초기의 많은 하이브리드 로켓 모터 개발은 표적 미사일과 저비용 전술 미사일을 목표로 개발했다. 다른 개발 노력은 고에너지 상단 모터에 집중되었다. 최근에는 우주 발사 애플리케이션을 위한 부스터 프로토타입에 개발 노력이 집중되고 있다. 1970년대 초에 생산에 들어간 표적 미사일의 설계 요구 사항에는 8:1 스로틀 범위, 저장성 액체 산화제, 명령에 따른 엔진 정지 등 2,200N의 공칭 추력이 포함되었다. 선택된 추진제는 사산화질소/아산화질소 산화제와 폴리메틸메타크릴레이트(플렉시글라스)와 마그네슘으로 구성된 하이드로 카본 연료 입자가 포함되었다. 이러한 저장성 추진제 시스템의 진공 전달 비추력은 230초에서 280초 사이이다. 또 다른 프로그램에서는 22,240N의 공칭 추력 수준과 8:1 스로틀링 범위를 포함하는 설계 요건을 갖춘 고성능 상단 애플리케이션을 위해 하이브리드 모터가 개발되었다. 리튬 하이드라이드/폴리부타디엔 연료 입자와 함께 사용하기 위한 산화제로 이플루오린화 산소를 선택하였다. 다른 고성능 추진제를 사용하여 분석 및 실험 조사가 이루어졌다. 고에너지 산화제는 불소/액체 산소 혼합물(FLOX)과 염소/불소 화합물(CIF3 및 CIF5)을 포함한다. 보완적인 고에너지 연료는 일반적으로 베릴륨, 리튬, 알루미늄과 같은 경금속의 수화물과 적절한 폴리머 바인더를 혼합한다. 이러한 고에너지 하이브리드 추진제의 진공 비추력 수준은 노즐 팽창률에 따라 350~380초 범위이다. 이러한 추진제를 사용한 테스트에서 이론값의 95%에 달하는 연소 효율이 달성되었지만, 이러한 이색적인 추진 시스템이 비행체에 사용된 사례는 없다.
더 실용적이기는 하지만 더 낮은 에너지의 상단 하이브리드 추진제 시스템은 90~95%의 과산화수소 산화제와 HTPB 연료를 결합한 것이다. 과산화수소는 상단 임무 주기의 일반적인 기간(산화제 탱크 충전부터 임무 완료까지 수개월 정도) 동안 저장할 수 있으며 상대적으로 비용이 저렴하다. 고체 로켓 모터에서는 알루미늄 연료와 과염소산 암모늄 산화제를 통합하는 바인더로 HTPB를 사용한다. 하이브리드에서는 HTPB가 전체 연료 구성 요소가 된다. HTPB는 비용이 저렴하고 공정이 쉬우며 어떤 조건에서도 자연 발화가 발생하지 않는다.
대형 하이브리드 부스터 애플리케이션에 선택되는 추진 시스템은 액체 산소(LOX) 산화제와 HTPB 연료이다. 액체 산소는 우주 발사 산업에서 널리 사용되는 산화제로, 비교적 안전하며 저렴한 비용으로 높은 성능을 제공한다. 이 하이브리드 추진제 조합은 무독성이며 상대적으로 연기가 없는 배기가스를 만든다. 부스터 애플리케이션에 선호되는 LOX/HTPB 추진제 조합은 화학적 및 성능 면에서 LOX-케로신 이원 추진제 시스템과 동등하다.
매연 배출이 문제가 되지 않는 경우, 특정 용도의 하이브리드 추진제는 연료에 알루미늄 분말을 첨가하면 이점을 얻을 수 있다. 이렇게 하면 연소 온도가 상승하고 화학량 이론적 혼합 비율이 감소하며 연료 밀도와 전체 밀도 비추력이 증가한다. 밀도 비추력은 증가하지만, 연료에 알루미늄을 첨가하면 실제로는 비추력이 감소한다. 이는 알루미늄을 첨가하여 얻은 화염 온도의 증가가 배기 생성물의 분자량 증가를 보상하지 못하기 때문에 발생한다. 그림 15-2는 HTPB 연료와 함께 사용되는 다양한 극저온 및 저장성 산화제에 대한 이론적 진공 비추력 수준(1000 psia 챔버 압력 및 10:1 노즐 팽창 비율에서 계산)을 보여준다. 표 15-1은 다양한 산화제와 반응한 HTPB의 생성열을 표로 정리한 것이다.
현재까지 완료된 대형 하이브리드 개발 작업은 추력 수준이 약 1,112,000N 또는 250,000lbf인 모터에 중점을 두었다. 아메리칸 로켓 컴퍼니는 1993년에 처음으로 25만 파운드 추력의 LOX/HTPB 하이브리드를 테스트했다. 1999년에 항공우주 회사 컨소시엄도 우주 발사체용 스트랩온 부스터 후보로 250,000lbf 추력 LOX/HTPB 하이브리드 프로토타입을 여러 개 테스트했다(그림 15-3 참조). 이 모터에는 폴리사이클로펜타디엔(PCPD)을 추가하여 HTPB 연료를 사용하여 HTPB만 사용할 때보다 연료 밀도가 약 10% 증가한다. 모터는 최대 챔버 압력 900psi에서 600lbm/sec의 LOX 유량으로 80초 동안 작동하도록 설계되었다. 그림 15-4는 한 모터 구성의 단면을 보여준다. 테스트 결과 모터 연소 전반에 걸쳐 안정적인 연소를 보이는 대형 하이브리드 모터 구성을 개발하고 연료 후퇴율 스케일업 요인을 이해하려면 추가 작업이 필요한 것으로 나타났다.
하이브리드 연료 입자는 열원을 제공하여 점화되며, 이는 모터의 헤드 엔드에서 고체 연료 그레인의 가스화를 시작한다. 이후 산화제 분사를 시작하면 모터를 완전히 점화하기 위해 필요한 화염 확산이 이루어진다. 점화는 일반적으로 모터 연소실에 하이퍼골릭 유체를 주입하여 이루어진다. 그림에 설명한 모터를 예로 들면, 트리에틸 알루미늄(TEA)과 트리에틸 보란(TEB)의 혼합물이 기화 챔버에 주입됩니다. TEA/TEB 혼합물은 연소실 내 공기와 접촉하면 자연 발화하여 돔 영역에서 연료를 기화시킵니다. 이후 액체 산소를 주입하면 모터 점화가 완료됩니다. 현재 아틀라스 및 델타 상용 발사체에서 모터 점화를 위해 TEA/TEB 혼합물이 사용되고 있다. 실험자들(참고자료 15-7 및 15-8)은 LOX 이외의 특정 산화제를 분사하면 주변 온도와 압력에서 자연 발화되는 고체 연료에 대해 설명했다. 기체 산소 산화제가 있는 실험실 환경에서 사용되는 것과 같은 소형 하이브리드 모터는 연소 포트에 위치한 스틸 울과 같은 저항을 통해 전류를 통과시키거나 프로판 또는 수소 점화 시스템을 사용하여 전기적으로 점화되는 경우가 많다.
기계공학은 힘과 에너지의 원리를 이용해 기계, 장치, 시스템을 설계, 제작, 분석, 유지보수하는 학문으로, 역학(정역학, 동역학, 열역학, 고체역학, 유체역학)을 바탕으로 자동차, 로봇, 항공기, 에너지, 제조 등 다양한 산업의 핵심 기술을 다루는 가장 광범위한 공학 분야입니다.
핵심 원리: 물리학의 기본 법칙, 특히 역학(Mechanics)을 응용하여 자연 현상을 이해하고 실생활에 유용한 기계나 장치를 만드는 데 중점을 둡니다.
대상: 자동차, 선박, 항공기, 로봇, 발전소, 의료기기, 나노 기술, 스마트 팩토리 등 우리 주변의 모든 기계 및 관련 시스템을 포함합니다.
연구 분야: 기계의 설계, 제작, 작동 원리(에너지 변환), 성능 분석, 제어, 생산 등 전 과정을 다루며, 최근에는 첨단 기술과 융합되고 있습니다.
응용 범위: 전통적인 제조업뿐만 아니라, 미래 첨단 기술, 에너지, IT 등 광범위한 산업 분야에서 중요한 역할을 합니다.
쉽게 말해 기계공학은 '힘'과 '에너지'를 이해하고, 이를 이용해 '움직이는 모든 것'을 만들고 발전시키는 학문이라고 할 수 있습니다.
정역학(Statics)
정역학(Statics)은 물리학 및 공학의 한 분야로, 힘을 받고 있는 정지 상태의 물체나 시스템이 평형을 이루는 원리를 다루는 학문입니다. 즉, 외부 힘이 작용해도 물체의 속도나 위치 변화가 없는 정적 평형 상태를 해석하며, 힘의 균형과 벡터 분석을 통해 구조물의 안정성이나 힘의 분배를 연구하는 것이 핵심입니다.
핵심 개념 정적 평형: 물체에 작용하는 모든 힘과 모멘트의 합이 0이 되어, 물체가 움직이지 않고 그대로 정지해 있는 상태를 의미합니다 (가속도 = 0). 강체: 외부 힘에 의해 모양이나 크기가 변하지 않는 이상적인 물체로 가정하고 분석합니다. 주요 연구 대상: 다리, 건물, 기계 부품 등 정지된 구조물에 작용하는 하중(힘)을 분석하여 안정성을 평가하고 설계하는 데 활용
동역학과의 차이점 정역학: 움직임이 없는 정지 상태 (평형 상태)를 다룹니다. 동역학: 힘의 불균형으로 인해 물체가 운동하는 경우(가속도를 가지는 경우)를 다룹니다.
간단히 말해, 정역학은 "모든 힘이 멈춰 있는 상태"를 과학적으로 분석하는 학문이며, 공학에서 구조물의 안정성을 확보하기 위한 필수적인 기초 학문입니다.
동역학(Dynamics)
동역학(Dynamics)은 힘이 물체의 운동에 미치는 영향을 연구하는 역학의 한 분야로, 물체의 위치, 속도, 가속도와 같은 운동 특성과 이를 일으키는 힘(질량, 토크 등)의 관계를 분석하는 학문입니다. 운동학(힘 무시)과 운동역학(힘 포함)으로 나뉘며, 자동차, 비행기, 우주선 등 모든 운동하는 물체의 움직임을 이해하고 예측하는 데 필수적인 기초 학문입니다.
주요 특징 힘과 운동의 관계: 힘이 가해졌을 때 물체가 어떻게 움직이는지, 혹은 특정 운동을 만들기 위해 얼마나 힘이 필요한지를 다룹니다.
운동학(Kinematics)과 운동역학(Kinetics): 운동학: 운동 자체(속도, 가속도, 방향)만 다루고 힘은 고려하지 않습니다. 운동역학: 운동과 함께 운동을 발생시키는 힘까지 분석합니다.
응용 분야: 기계공학, 항공우주공학, 로봇공학 등에서 기계 부품, 구조물의 진동, 운동 및 안정성을 분석하는 데 사용됩니다.
핵심 개념: 질점, 강체, 힘, 토크, 에너지, 운동량 등이 주요 분석 대상이며, 유체에 적용하면 유체 동역학이 됩니다.
고체역학(Solid Mechanics)
고체역학(Solid Mechanics)은 힘이나 하중을 받는 고체 물체의 변형과 응력(stress)의 관계를 수학적으로 분석하는 학문으로, 구조물의 안정성과 안전성을 평가하는 데 필수적인 공학 분야입니다. 유체역학과 달리, 고체역학은 물체가 힘에 의해 변형된다는 점을 가정하고(강체 가정의 정역학과 대비) 내부의 응력, 변형률, 탄성 거동 등을 연구하며, 건축, 기계 설계 등 다양한 공학 분야의 기본 지식이 됩니다.
연구 대상: 힘을 받는 고체(건축물, 기계 부품 등)의 거동.
핵심 개념: 외부 힘에 대한 내부 응력(스트레스), 변형(strain), 탄성 및 소성 변형.
목표: 외부 하중 하에서 구조물이 얼마나 안전한지, 얼마나 변형될지를 예측.
유사 분야: 재료역학(Mechanics of Materials)과 유사하며, 종종 같은 의미로 사용되기도 함.
정역학과의 차이: 정역학은 물체를 변형되지 않는 강체로 가정하지만, 고체역학은 실제 변형을 고려함.
왜 중요한가? 다양한 공학 구조물의 설계 시 안전성 확보. 소재의 역학적 특성 파악 및 최적의 재료 선정.
유체역학(Fluid Mechanics)
유체역학은 액체나 기체와 같은 유체(Fluid)의 운동과 정지 상태, 그리고 유체와 물체 간의 힘의 상호작용을 연구하는 물리학 및 공학의 한 분야입니다. 유체 정역학(정지 상태 연구)과 유체 동역학(운동 상태 연구)으로 나뉘며, 항공기, 선박, 혈액순환, 날씨 예측, 신재생 에너지 등 다양한 현실 문제 해결에 응용됩니다.
유체(Fluid)의 정의: 고체와 달리 외부 힘에 의해 쉽게 변형되고 흐르는 성질을 가진 물질로, 액체, 기체, 플라즈마 등이 포함됩니다. 연구 대상: 유체 자체의 운동(흐름), 유체와 고체 표면의 상호작용(양력, 항력 등), 유체 내부의 현상(압력, 점도 등)을 다룹니다.
세부 분야: 유체 정역학 (Hydrostatics): 정지한 유체의 압력과 부력 등을 연구합니다.
유체 동역학 (Hydrodynamics): 운동하는 유체의 흐름을 연구하며, 공기역학(Aerodynamics)과 수력학(Hydrodynamics) 등이 포함됩니다.
응용 분야: 공학: 항공기 설계, 자동차 연비 개선, 파이프라인 설계, 터빈, 펌프 등. 자연 과학: 기후 변화, 태풍, 쓰나미 예측. 생체 과학: 혈액 순환, 호흡, 의료 기기 설계. 기초 원리: 뉴턴의 운동 법칙, 연속 방정식, 에너지 보존 법칙 등 기본적인 역학 원리를 유체에 적용하여 분석합니다. 결론적으로 유체역학은 우리 주변의 많은 자연 현상과 기술적 문제들을 이해하고 해결하는 데 필수적인 학문입니다.
열역학 (Thermodynamics)
열역학(Thermodynamics)은 열(Heat)과 역학(Work), 그리고 에너지의 변환 및 이동 법칙을 다루는 학문으로, 열, 일, 온도, 엔트로피 등 물리량을 중심으로 에너지의 상태 변화를 과학적으로 설명하고, 에너지 변환 장치(엔진, 냉동기 등)의 원리를 연구하는 학문입니다. 이는 에너지 보존 법칙(열역학 제1법칙)과 에너지 흐름의 방향(열역학 제2법칙)을 규정하며, 증기기관부터 현대의 모든 에너지 시스템에 적용됩니다.
열(Heat)과 일(Work): 열과 일은 모두 에너지의 한 형태이며, 서로 변환될 수 있습니다.
열역학적 상태: 온도, 압력, 부피와 같이 시스템의 상태를 나타내는 물리량들이며, 이 값들의 조합으로 시스템의 상태가 결정됩니다.
에너지 보존 법칙 (열역학 제1법칙): 에너지는 생성되거나 소멸되지 않고 형태만 바뀔 뿐, 총량은 일정하게 보존된다는 법칙입니다 (ΔU = Q - W).
엔트로피와 열역학 제2법칙: 엔트로피(무질서도)는 항상 증가하는 방향으로 열이 흐르며, 에너지가 일로 변환될 때 비효율이 발생함을 설명합니다 (온도가 높은 곳에서 낮은 곳으로 흐르는 자연스러운 현상).
열기관: 연료의 열에너지를 역학적 에너지로 변환하는 증기기관, 내연기관, 가스터빈 등의 작동 원리를 설명합니다. 냉동 및 공조: 냉장고, 에어컨 등 냉매를 이용해 열을 이동시키는 원리를 다룹니다. 화학 공학: 화학 반응에서 발생하는 에너지 변화를 이해하고 제어하는 데 핵심적인 역할을 합니다. 결론적으로 열역학은 '에너지는 무엇이며, 어떻게 변환되고, 그 과정에서 어떤 법칙이 적용되는가'를 탐구하는 근본적인 과학이자 공학 분야입니다.
열전달(Heat Transfer)
열전달이란 온도 차이로 고온의 물체에서 저온의 물체로 열에너지가 이동하는 현상으로, 주요 방식으로는 고체 내부의 직접 전달(전도), 유체의 움직임을 통한 전달(대류), 전자기파를 통한 전달(복사)의 세 가지가 있습니다. 온도차가 존재하는 한 열에너지는 항상 이동하며, 이는 공학 및 자연과학 전반에 걸쳐 중요한 원리입니다.
열전달의 세 가지 주요 방식 전도 (Conduction): 매질(고체, 액체, 기체) 내에서 원자나 분자의 진동, 전자의 이동을 통해 직접 열이 전달되는 방식입니다. 금속 막대를 가열할 때 막대 전체가 뜨거워지는 현상이 예시입니다. 대류 (Convection): 유체(액체 또는 기체)의 집단적인 흐름(운동)을 통해 열에너지가 전달되는 방식입니다. 따뜻한 공기가 위로 올라가는 현상 등이 이에 해당합니다. 복사 (Radiation): 매개체 없이 전자기파 형태로 에너지가 전달되는 방식입니다. 태양열이 지구로 전달되거나, 불 옆에 있을 때 느껴지는 따뜻함이 복사의 예시입니다.
핵심 개념 온도 구배 (Temperature Gradient): 온도 차이로 인해 발생하는 에너지 흐름의 기울기이며, 열전달률을 결정하는 중요한 요소입니다. 열전달률 (Heat Transfer Rate): 단위 시간당 전달되는 열의 양을 의미하며, 열전달 해석의 핵심입니다. 열전달은 온도 변화를 이해하고 제어하는 데 필수적이며, 건축물의 단열, 엔진 설계, 냉각 시스템 등 다양한 분야에 적용됩니다.
기계설계(Machine Design)
기계설계란 역학적 원리와 공학 지식을 바탕으로 기계의 형태, 구조, 기능, 재료 등을 결정하고, 이를 도면화하여 실제 제품으로 만들어질 수 있도록 구체적인 계획을 세우는 과정을 의미하며, CAD(컴퓨터 지원 설계) 기술을 활용해 기계 부품 및 시스템을 구상하고 설계하는 핵심적인 공학 활동입니다. 이는 단순한 제품 외형을 넘어, 동력 전달, 강도, 내구성, 제조 및 유지보수 용이성까지 고려하여 안전하고 효율적인 시스템을 구축하는 것을 목표로 합니다.
공학적 원리 적용: 재료역학, 동역학, 열역학 등의 원리를 적용하여 부품의 성능과 안정성을 확보합니다. CAD/CAM 활용: 2D/3D 모델링 및 도면 작업을 통해 설계 데이터를 생성하고, 제조 공정(CAM)까지 연계합니다. 기계 요소 설계: 기어, 베어링, 축 등 기계를 구성하는 단위 부품의 재료, 치수, 형상을 결정하고 최적화합니다. 종합적 고려: 제품의 기능뿐만 아니라 생산성, 비용 효율성, 인간공학, 환경(재활용성) 등을 종합적으로 고려해야 합니다.
기계설계의 역할 아이디어를 구체적인 제품으로 구현하는 첫 단계. 제품의 품질, 성능, 안전성, 생산성 향상에 직접적인 영향. 기계 부품 간의 상호 작용을 분석하고 최적의 시스템을 구축. 결론적으로 기계설계는 단순히 그림을 그리는 것을 넘어, 실제 작동하는 기계를 만들어내기 위한 과학적이고 창의적인 문제 해결 과정이라고 할 수 있습니다.
제조 공정 (Manufacturing Processes)
제조 공정이란 원자재나 부품을 투입하여 기계, 설비, 인력 등을 활용해 일련의 물리적·화학적 변환 과정을 거쳐 최종 완제품을 만드는 모든 단계와 절차를 의미합니다. 이는 설계 도면에 따라 재료를 절단, 용접, 조립, 가공하는 것뿐만 아니라, 품질에 영향을 주는 모든 조건과 기술, 활동을 포함하는 포괄적인 개념입니다.
이 세상의 거의 모든 화학종의 혼합물에서 화학 평형을 계산하는 컴퓨터 코드의 근본은 NASA에서 개발한 CEA이다. 그만큼 대단한 코드라고 할 수 있다. 현재는 다운로드가 사라졌지만 JAVA로 개발한 GUI가 있었다. 이 GUI는 우선 JAVA 런타임이 필요하고, 화학종 데이터가 데이터베이스로 구성되어 있지 않다. 그래서 때로는 화학 평형을 계산하는 사람마다 화학 특성을 다르게 입력하여 계산 결과가 다를 수도 있으므로 회사를 비롯한 어떤 공통된 프로세스가 필요한 곳에서 사용할 때 약간의 문제가 발생할 수 있다.
화학종의 데이터베이스가 존재하는 상용 프로그램이 있다. Explo5라는 소프트웨어이다. 하지만 상용 프로그램이므로 비용을 지불해야만 한다.
RPA는 자동차 산업에서 에어백 인플레이터와 마이크로 가스 발생기를 설계하는 데 사용되는 연소 분석 도구입니다. 또한 추진제와 폭약 혼합물의 연소 분석을 위한 범용 코드로도 사용할 수 있습니다.
소프트웨어는 다음을 수행할 수 있습니다:
응축 생성물을 생성하는 조성물을 포함한 다양한 초기 혼합물의 연소 문제 해결
정확한 방법과 불활성 희석제(Ar) 방법을 사용한 폭발열(HEX) 추정
견고하고 입증되었으며 업계에서 인정한 깁스 자유 에너지 최소화 접근법을 사용하여 반응 혼합물의 열역학적 특성 계산
반응 성분 및 생성물에 대한 확장 가능한 데이터베이스
NASA CEA 및 PROPEP 형식에서 화학종 입수
화학종을 수정하거나 사용자 지정 성분을 추가하는 화학종 편집기
타사 도구 및 사용자 지정 스크립트(예: Matlab, Scilab 또는 Octave)에서 RPA 기능에 접근할 수 있는 스크립팅 유틸리티
맞춤형 솔루션 개발을 위한 Scilab 네이티브 플러그인
다음은 NASA CEA와 RPA를 사용한 예이다.
Example
Oxidizer: O2(L)
Fuel: CH4(L)
Pc=1000psi
O/F=4.0 (near stoichiometric)
Ac/At=3.0
Ae/At=10.0, 25.0, 50.0
NASA CEA
NASA CEA 결과
problem o/f=4.0,
rocket equilibrium frozen nfz=1 tcest,k=3800
p,psia=1000.0,
sub,ae/at=3.0,
sup,ae/at=10.0,25.0,50.0,
react
fuel=CH4(L)
oxid=O2(L)
output transport
plot aeat t p ivac isp mach cf
end
*******************************************************************************
NASA-GLENN CHEMICAL EQUILIBRIUM PROGRAM CEA2, MAY 21, 2004
BY BONNIE MCBRIDE AND SANFORD GORDON
REFS: NASA RP-1311, PART I, 1994 AND NASA RP-1311, PART II, 1996
*******************************************************************************
problem o/f=4.0,
rocket equilibrium frozen nfz=1 tcest,k=3800
p,psia=1000.0,
sub,ae/at=3.0,
sup,ae/at=10.0,25.0,50.0,
react
fuel=CH4(L)
oxid=O2(L)
output transport
plot aeat t p ivac isp mach cf
end
OPTIONS: TP=F HP=F SP=F TV=F UV=F SV=F DETN=F SHOCK=F REFL=F INCD=F
RKT=T FROZ=T EQL=T IONS=F SIUNIT=T DEBUGF=F SHKDBG=F DETDBG=F TRNSPT=T
TRACE= 0.00E+00 S/R= 0.000000E+00 H/R= 0.000000E+00 U/R= 0.000000E+00
Pc,BAR = 68.947304
Pc/P =
SUBSONIC AREA RATIOS = 3.0000
SUPERSONIC AREA RATIOS = 10.0000 25.0000 50.0000
NFZ= 1 Mdot/Ac= 0.000000E+00 Ac/At= 0.000000E+00
WARNING!! AMOUNT MISSING FOR REACTANT 1.
PROGRAM SETS WEIGHT PERCENT = 100. (REACT)
WARNING!! AMOUNT MISSING FOR REACTANT 2.
PROGRAM SETS WEIGHT PERCENT = 100. (REACT)
REACTANT WT.FRAC (ENERGY/R),K TEMP,K DENSITY
EXPLODED FORMULA
F: CH4(L) 1.000000 -0.107322E+05 111.64 0.0000
C 1.00000 H 4.00000
O: O2(L) 1.000000 -0.156101E+04 90.17 0.0000
O 2.00000
SPECIES BEING CONSIDERED IN THIS SYSTEM
(CONDENSED PHASE MAY HAVE NAME LISTED SEVERAL TIMES)
LAST thermo.inp UPDATE: 9/09/04
g 7/97 *C tpis79 *CH g 4/02 CH2
g 4/02 CH3 g11/00 CH2OH g 7/00 CH3O
g 8/99 CH4 g 7/00 CH3OH srd 01 CH3OOH
tpis79 *CO g 9/99 *CO2 tpis91 COOH
tpis91 *C2 g 6/01 C2H g 1/91 C2H2,acetylene
g 5/01 C2H2,vinylidene g 4/02 CH2CO,ketene g 3/02 O(CH)2O
srd 01 HO(CO)2OH g 7/01 C2H3,vinyl g 6/96 CH3CO,acetyl
g 1/00 C2H4 g 8/88 C2H4O,ethylen-o g 8/88 CH3CHO,ethanal
g 6/00 CH3COOH srd 01 OHCH2COOH g 7/00 C2H5
g 7/00 C2H6 g 8/88 C2H5OH g 7/00 CH3OCH3
srd 01 CH3O2CH3 g 8/00 C2O tpis79 *C3
n 4/98 C3H3,1-propynl n 4/98 C3H3,2-propynl g 2/00 C3H4,allene
g 1/00 C3H4,propyne g 5/90 C3H4,cyclo- g 3/01 C3H5,allyl
g 2/00 C3H6,propylene g 1/00 C3H6,cyclo- g 6/01 C3H6O,propylox
g 6/97 C3H6O,acetone g 1/02 C3H6O,propanal g 7/01 C3H7,n-propyl
g 9/85 C3H7,i-propyl g 2/00 C3H8 g 2/00 C3H8O,1propanol
g 2/00 C3H8O,2propanol g 7/88 C3O2 g tpis *C4
g 7/01 C4H2,butadiyne g 8/00 C4H4,1,3-cyclo- n10/92 C4H6,butadiene
n10/93 C4H6,1butyne n10/93 C4H6,2butyne g 8/00 C4H6,cyclo-
n 4/88 C4H8,1-butene n 4/88 C4H8,cis2-buten n 4/88 C4H8,tr2-butene
n 4/88 C4H8,isobutene g 8/00 C4H8,cyclo- g10/00 (CH3COOH)2
n10/84 C4H9,n-butyl n10/84 C4H9,i-butyl g 1/93 C4H9,s-butyl
g 1/93 C4H9,t-butyl g12/00 C4H10,n-butane g 8/00 C4H10,isobutane
g 8/00 *C5 g 5/90 C5H6,1,3cyclo- g 1/93 C5H8,cyclo-
n 4/87 C5H10,1-pentene g 2/01 C5H10,cyclo- n10/84 C5H11,pentyl
g 1/93 C5H11,t-pentyl n10/85 C5H12,n-pentane n10/85 C5H12,i-pentane
n10/85 CH3C(CH3)2CH3 g 2/93 C6H2 g11/00 C6H5,phenyl
g 8/00 C6H5O,phenoxy g 8/00 C6H6 g 8/00 C6H5OH,phenol
g 1/93 C6H10,cyclo- n 4/87 C6H12,1-hexene g 6/90 C6H12,cyclo-
n10/83 C6H13,n-hexyl g 6/01 C6H14,n-hexane g 7/01 C7H7,benzyl
g 1/93 C7H8 g12/00 C7H8O,cresol-mx n 4/87 C7H14,1-heptene
n10/83 C7H15,n-heptyl n10/85 C7H16,n-heptane n10/85 C7H16,2-methylh
n 4/89 C8H8,styrene n10/86 C8H10,ethylbenz n 4/87 C8H16,1-octene
n10/83 C8H17,n-octyl n 4/85 C8H18,n-octane n 4/85 C8H18,isooctane
n10/83 C9H19,n-nonyl g 3/01 C10H8,naphthale n10/83 C10H21,n-decyl
g 8/00 C12H9,o-bipheny g 8/00 C12H10,biphenyl g 6/97 *H
g 1/01 HCO g 6/01 HCCO g 4/02 HO2
tpis78 *H2 g 5/01 HCHO,formaldehy g 6/01 HCOOH
g 8/89 H2O g 6/99 H2O2 g 6/01 (HCOOH)2
g 5/97 *O g 4/02 *OH tpis89 *O2
g 8/01 O3 n 4/83 C(gr) n 4/83 C(gr)
n 4/83 C(gr) g11/99 H2O(cr) g 8/01 H2O(L)
g 8/01 H2O(L)
SPECIES WITH TRANSPORT PROPERTIES
PURE SPECIES
C CH4 CH3OH CO
CO2 C2H2,acetylene
C2H4 C2H6 C2H5OH H
H2 H2O
O OH O2
BINARY INTERACTIONS
C O
CH4 O2
CO CO2
CO O2
CO2 H2
CO2 H2O
CO2 O2
H H2
H O
H2 H2O
H2 O2
H2O O2
O O2
O/F = 4.000000
EFFECTIVE FUEL EFFECTIVE OXIDANT MIXTURE
ENTHALPY h(2)/R h(1)/R h0/R
(KG-MOL)(K)/KG -0.66898729E+03 -0.48783267E+02 -0.17282407E+03
KG-FORM.WT./KG bi(2) bi(1) b0i
*C 0.62334580E-01 0.00000000E+00 0.12466916E-01
*H 0.24933832E+00 0.00000000E+00 0.49867664E-01
*O 0.00000000E+00 0.62502344E-01 0.50001875E-01
POINT ITN T C H O
1 23 3557.692 -16.600 -10.128 -14.730
Pinf/Pt = 1.727018
2 3 3393.488 -17.013 -10.354 -14.930
Pinf/Pt = 1.724369
2 2 3393.932 -17.012 -10.353 -14.929
3 2 3551.498 -16.615 -10.136 -14.737
3 2 3550.524 -16.618 -10.137 -14.738
3 2 3550.440 -16.618 -10.137 -14.738
4 5 2495.823 -20.267 -12.106 -16.555
4 3 2537.595 -20.065 -12.001 -16.455
4 2 2537.737 -20.064 -12.001 -16.454
5 4 2311.881 -21.234 -12.600 -17.029
5 2 2315.297 -21.215 -12.591 -17.020
6 4 2155.230 -22.177 -13.062 -17.474
6 2 2152.693 -22.194 -13.070 -17.482
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 1000.0 PSIA
CASE =
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL CH4(L) 1.0000000 -89233.000 111.643
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 4.00000 %FUEL= 20.000000 R,EQ.RATIO= 0.997316 PHI,EQ.RATIO= 0.997316
CHAMBER THROAT EXIT EXIT EXIT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.7244 1.0235 62.766 192.59 442.81
P, BAR 68.947 39.984 67.362 1.0985 0.35801 0.15571
T, K 3557.69 3393.93 3550.44 2537.74 2315.30 2152.69
RHO, KG/CU M 5.3817 0 3.3160 0 5.2717 0 1.3176-1 4.7987-2 2.2721-2
H, KJ/KG -1436.95 -2114.16 -1466.72 -5726.21 -6610.98 -7206.66
U, KJ/KG -2718.10 -3319.96 -2744.51 -6559.91 -7357.03 -7891.94
G, KJ/KG -42848.0 -41619.1 -42793.3 -35265.1 -33560.7 -32263.7
S, KJ/(KG)(K) 11.6399 11.6399 11.6399 11.6399 11.6399 11.6399
M, (1/n) 23.089 23.403 23.102 25.309 25.803 26.118
(dLV/dLP)t -1.04396 -1.04042 -1.04381 -1.01772 -1.01150 -1.00748
(dLV/dLT)p 1.7869 1.7607 1.7859 1.4533 1.3238 1.2272
Cp, KJ/(KG)(K) 7.3336 7.3341 7.3347 5.9655 5.0569 4.2825
GAMMAs 1.1272 1.1233 1.1270 1.1094 1.1113 1.1167
SON VEL,M/SEC 1201.7 1163.8 1200.0 961.7 910.6 874.8
MACH NUMBER 0.000 1.000 0.203 3.046 3.533 3.883
TRANSPORT PROPERTIES (GASES ONLY)
CONDUCTIVITY IN UNITS OF MILLIWATTS/(CM)(K)
VISC,MILLIPOISE 1.1505 1.1167 1.1490 0.93374 0.88147 0.84060
WITH EQUILIBRIUM REACTIONS
Cp, KJ/(KG)(K) 7.3336 7.3341 7.3347 5.9655 5.0569 4.2825
CONDUCTIVITY 15.8561 15.2242 15.8307 9.3965 7.2232 5.6368
PRANDTL NUMBER 0.5321 0.5380 0.5323 0.5928 0.6171 0.6386
WITH FROZEN REACTIONS
Cp, KJ/(KG)(K) 2.2105 2.2007 2.2101 2.1277 2.0981 2.0718
CONDUCTIVITY 3.6960 3.5487 3.6895 2.7499 2.5242 2.3503
PRANDTL NUMBER 0.6881 0.6925 0.6883 0.7225 0.7327 0.7410
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 3.0000 10.000 25.000 50.000
CSTAR, M/SEC 1786.6 1786.6 1786.6 1786.6 1786.6
CF 0.6514 0.1366 1.6394 1.8006 1.9014
Ivac, M/SEC 2199.9 5480.7 3213.6 3448.8 3598.7
Isp, M/SEC 1163.8 244.0 2928.9 3216.8 3397.0
MOLE FRACTIONS
*CO 0.13286 0.12417 0.13250 0.05890 0.03869 0.02516
*CO2 0.15496 0.16758 0.15549 0.25662 0.28300 0.30045
COOH 0.00001 0.00001 0.00001 0.00000 0.00000 0.00000
*H 0.01785 0.01546 0.01774 0.00416 0.00215 0.00111
HCO 0.00001 0.00000 0.00001 0.00000 0.00000 0.00000
HO2 0.00027 0.00018 0.00026 0.00001 0.00000 0.00000
*H2 0.04857 0.04486 0.04841 0.02164 0.01499 0.01039
H2O 0.47378 0.49142 0.47454 0.59375 0.61921 0.63536
H2O2 0.00004 0.00002 0.00004 0.00000 0.00000 0.00000
*O 0.01754 0.01481 0.01742 0.00309 0.00141 0.00066
*OH 0.08847 0.07877 0.08805 0.02717 0.01620 0.00984
*O2 0.06563 0.06271 0.06551 0.03466 0.02435 0.01702
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
PRODUCTS WHICH WERE CONSIDERED BUT WHOSE MOLE FRACTIONS
WERE LESS THAN 5.000000E-06 FOR ALL ASSIGNED CONDITIONS
*C *CH CH2 CH3 CH2OH
CH3O CH4 CH3OH CH3OOH *C2
C2H C2H2,acetylene C2H2,vinylidene CH2CO,ketene O(CH)2O
HO(CO)2OH C2H3,vinyl CH3CO,acetyl C2H4 C2H4O,ethylen-o
CH3CHO,ethanal CH3COOH OHCH2COOH C2H5 C2H6
C2H5OH CH3OCH3 CH3O2CH3 C2O *C3
C3H3,1-propynl C3H3,2-propynl C3H4,allene C3H4,propyne C3H4,cyclo-
C3H5,allyl C3H6,propylene C3H6,cyclo- C3H6O,propylox C3H6O,acetone
C3H6O,propanal C3H7,n-propyl C3H7,i-propyl C3H8 C3H8O,1propanol
C3H8O,2propanol C3O2 *C4 C4H2,butadiyne C4H4,1,3-cyclo-
C4H6,butadiene C4H6,1butyne C4H6,2butyne C4H6,cyclo- C4H8,1-butene
C4H8,cis2-buten C4H8,tr2-butene C4H8,isobutene C4H8,cyclo- (CH3COOH)2
C4H9,n-butyl C4H9,i-butyl C4H9,s-butyl C4H9,t-butyl C4H10,n-butane
C4H10,isobutane *C5 C5H6,1,3cyclo- C5H8,cyclo- C5H10,1-pentene
C5H10,cyclo- C5H11,pentyl C5H11,t-pentyl C5H12,n-pentane C5H12,i-pentane
CH3C(CH3)2CH3 C6H2 C6H5,phenyl C6H5O,phenoxy C6H6
C6H5OH,phenol C6H10,cyclo- C6H12,1-hexene C6H12,cyclo- C6H13,n-hexyl
C6H14,n-hexane C7H7,benzyl C7H8 C7H8O,cresol-mx C7H14,1-heptene
C7H15,n-heptyl C7H16,n-heptane C7H16,2-methylh C8H8,styrene C8H10,ethylbenz
C8H16,1-octene C8H17,n-octyl C8H18,n-octane C8H18,isooctane C9H19,n-nonyl
C10H8,naphthale C10H21,n-decyl C12H9,o-bipheny C12H10,biphenyl HCCO
HCHO,formaldehy HCOOH (HCOOH)2 O3 C(gr)
H2O(cr) H2O(L)
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING FROZEN COMPOSITION
Pin = 1000.0 PSIA
CASE =
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
FUEL CH4(L) 1.0000000 -89233.000 111.643
OXIDANT O2(L) 1.0000000 -12979.000 90.170
O/F= 4.00000 %FUEL= 20.000000 R,EQ.RATIO= 0.997316 PHI,EQ.RATIO= 0.997316
CHAMBER THROAT EXIT EXIT EXIT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.7701 1.0246 82.428 280.86 703.69
P, BAR 68.947 38.952 67.290 0.83646 0.24549 0.09798
T, K 3557.69 3239.98 3543.62 1662.93 1316.52 1095.00
RHO, KG/CU M 5.3817 0 3.3385 0 5.2732 0 1.3968-1 5.1781-2 2.4848-2
H, KJ/KG -1436.95 -2135.40 -1468.05 -5426.89 -6082.29 -6480.25
U, KJ/KG -2718.10 -3302.14 -2744.14 -6025.72 -6556.38 -6874.57
G, KJ/KG -42848.0 -39848.4 -42715.3 -24783.2 -21406.4 -19225.9
S, KJ/(KG)(K) 11.6399 11.6399 11.6399 11.6399 11.6399 11.6399
M, (1/n) 23.089 23.089 23.089 23.089 23.089 23.089
Cp, KJ/(KG)(K) 2.2105 2.1856 2.2095 1.9424 1.8369 1.7542
GAMMAs 1.1946 1.1973 1.1947 1.2276 1.2439 1.2583
SON VEL,M/SEC 1237.1 1181.9 1234.7 857.4 767.9 704.4
MACH NUMBER 0.000 1.000 0.202 3.295 3.969 4.509
TRANSPORT PROPERTIES (GASES ONLY)
CONDUCTIVITY IN UNITS OF MILLIWATTS/(CM)(K)
VISC,MILLIPOISE 1.1505 1.0765 1.1472 0.65977 0.55045 0.47460
WITH FROZEN REACTIONS
Cp, KJ/(KG)(K) 2.2105 2.1856 2.2095 1.9424 1.8369 1.7542
CONDUCTIVITY 3.6960 3.3996 3.6831 1.7500 1.3515 1.0969
PRANDTL NUMBER 0.6881 0.6921 0.6882 0.7323 0.7481 0.7590
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 3.0000 10.000 25.000 50.000
CSTAR, M/SEC 1747.4 1747.4 1747.4 1747.4 1747.4
CF 0.6764 0.1427 1.6166 1.7444 1.8176
Ivac, M/SEC 2169.1 5365.7 3036.9 3203.6 3300.1
Isp, M/SEC 1181.9 249.4 2824.9 3048.1 3175.9
MOLE FRACTIONS
*CO 0.13286 *CO2 0.15496 COOH 0.00001
*H 0.01785 HCO 0.00001 HO2 0.00027
*H2 0.04857 H2O 0.47378 H2O2 0.00004
*O 0.01754 *OH 0.08847 *O2 0.06563
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
PRODUCTS WHICH WERE CONSIDERED BUT WHOSE MOLE FRACTIONS
WERE LESS THAN 5.000000E-06 FOR ALL ASSIGNED CONDITIONS
*C *CH CH2 CH3 CH2OH
CH3O CH4 CH3OH CH3OOH *C2
C2H C2H2,acetylene C2H2,vinylidene CH2CO,ketene O(CH)2O
HO(CO)2OH C2H3,vinyl CH3CO,acetyl C2H4 C2H4O,ethylen-o
CH3CHO,ethanal CH3COOH OHCH2COOH C2H5 C2H6
C2H5OH CH3OCH3 CH3O2CH3 C2O *C3
C3H3,1-propynl C3H3,2-propynl C3H4,allene C3H4,propyne C3H4,cyclo-
C3H5,allyl C3H6,propylene C3H6,cyclo- C3H6O,propylox C3H6O,acetone
C3H6O,propanal C3H7,n-propyl C3H7,i-propyl C3H8 C3H8O,1propanol
C3H8O,2propanol C3O2 *C4 C4H2,butadiyne C4H4,1,3-cyclo-
C4H6,butadiene C4H6,1butyne C4H6,2butyne C4H6,cyclo- C4H8,1-butene
C4H8,cis2-buten C4H8,tr2-butene C4H8,isobutene C4H8,cyclo- (CH3COOH)2
C4H9,n-butyl C4H9,i-butyl C4H9,s-butyl C4H9,t-butyl C4H10,n-butane
C4H10,isobutane *C5 C5H6,1,3cyclo- C5H8,cyclo- C5H10,1-pentene
C5H10,cyclo- C5H11,pentyl C5H11,t-pentyl C5H12,n-pentane C5H12,i-pentane
CH3C(CH3)2CH3 C6H2 C6H5,phenyl C6H5O,phenoxy C6H6
C6H5OH,phenol C6H10,cyclo- C6H12,1-hexene C6H12,cyclo- C6H13,n-hexyl
C6H14,n-hexane C7H7,benzyl C7H8 C7H8O,cresol-mx C7H14,1-heptene
C7H15,n-heptyl C7H16,n-heptane C7H16,2-methylh C8H8,styrene C8H10,ethylbenz
C8H16,1-octene C8H17,n-octyl C8H18,n-octane C8H18,isooctane C9H19,n-nonyl
C10H8,naphthale C10H21,n-decyl C12H9,o-bipheny C12H10,biphenyl HCCO
HCHO,formaldehy HCOOH (HCOOH)2 O3 C(gr)
H2O(cr) H2O(L)
NOTE. WEIGHT FRACTION OF FUEL IN TOTAL FUELS AND OF OXIDANT IN TOTAL OXIDANTS
IBRGA is a simple FORTRAN code for making computer simulations of the interior ballistic performance of guns. It can be run on computers as small as an IBM PC. It is based on the lumped-parameter mathematical model of interior ballistics recently adopted by the The Technical Cooperation Program (TTCP), and therefore it permits validation of that model. While the TTCP model is limited to a Lagrange pressure gradient equation, IBRGA also permits using a gradient equation which takes into account the chambrage of the gun. Calculations with IBRGA agree with the results of gun firings, which slow higher muzzle velocities for guns with chambrage than for guns with chambers of constant diameter. IBRGA is used to slow gun optimizations performed with Lagrange gradients for guns without chambrage lead to nearly-optimal propellant grain dimensions for use in guns with chambrage.
This report documents IBRGA thoroughly. It includes comparisons with IBHVG2, a complete FORTRAN listing of the IBRGA code, and sample inputs and outputs.
IBRGA는 총포의 강내탄도 성능을 컴퓨터로 시뮬레이션하기 위한 간단한 FORTRAN 코드입니다. IBM PC만큼 작은 컴퓨터에서도 실행할 수 있습니다. 이 코드는 최근 The Technical Cooperation Program(TTCP)에서 채택한 강내탄도학의 집중 매개변수 수학적 모델을 기반으로 하며, 따라서 해당 모델의 검증을 가능하게 합니다. TTCP 모델은 라그랑주 압력 구배 방정식으로 제한되지만, IBRGA는 총포의 chambrage를 고려한 구배 방정식도 사용할 수 있습니다. IBRGA를 사용한 계산은 chambrage가 있는 총포의 발사 결과와 일치하며, chambrage가 있는 총포의 총구 속도가 일정한 지름의 공간이 있는 총포의 총구 속도보다 느립니다. IBRGA는 chambrage가 없는 총포의 라그랑주 구배로 수행된 느린 총구의 최적화를 위해 사용되며, chambrage가 있는 총포의 경우 거의 최적의 추진제 입자 크기를 제공합니다.
이 보고서는 IBRGA를 철저히 문서화합니다. IBHVG2와 비교, IBRGA 코드의 전체 FORTRAN 목록, 샘플 입력 및 출력을 포함합니다.
제2차 세계 대전 이후로 항공기, 미사일 및 무기 발사체의 공기역학적 특성을 추정하는 더 빠르고 정확한 방법에 대한 필요성이 점점 더 커지고 있다. 지난 10년 동안 이러한 필요성은 이용 가능한 데이터의 체계적인 컴파일, 이론적 유동장 솔루션에 기반한 계산, 그리고 위의 조합을 통해 충족되었다.
최근 몇 년 동안 크고 강력한 컴퓨팅 기계의 확산으로 더 빠르고 균일하며 정확한 공기역학적 추정치를 구현하는 것에 대한 광범위한 관심이 높아지고 있다. 유동장 계산을 기반으로 한 접근 방식은 임의의 발사체 형태에 대해 정확도와 근사의 균일성을 향상시킬 수 있는 장기적인 전망을 제공한다. 그러나 더 발전된 컴퓨터에서도 이 접근 방식은 일반적으로 상당히 길고, 지정된 범위의 마하 수, 레이놀즈 수 및 요 레벨에만 적용될 수 있으며, 실제 매끄럽지 않은 형태의 발사체 형태에는 적용하기 어렵다.
공기역학 데이터는 항상 다항식에 맞출 수 있다. 이 과정은 중간 크기의 컴퓨터에서도 빠르게 진행되며, 종종 매우 좋은 적합도를 제공한다. 그러나 이러한 다항식 적합도를 원래 데이터베이스 이상으로 외삽하는 것은 본질적으로 위험하다. 외삽이 필요한 경우, 데이터는 이론에 기초한 방정식에 맞춰 외삽된 영역 전반에 걸쳐 유효해야 한다.
이 보고서에서는 특정 공기역학적 유사성 규칙을 통해 제로 요 항력 계수와 마하 수 사이의 관계를 도출한다. 이 관계는 (a) 특정 형상 및 크기 매개변수와 (b) 최소 제곱에 의해 값이 결정된 추가 매개변수를 포함한다. 이러한 최소 제곱 값은 마하 수 범위 0.5에서 5, 발사체 직경 범위 4에서 400mm에 걸쳐 유효하다. 따라서 이러한 범위 내에서 항력 계수는 주어진 크기 및 형상 매개변수 집합에 대해 추가적인 피팅 과정 없이 직접 계산할 수 있다. 프로그램 MC DRAG가 이 계산을 수행한다. 이 프로그램은 소형 무기 탄환, 재진입체 모델, 포탄 등 세 가지 예시에 적용될 예정이다.
C ******************************************************************
C MC DRAG
C
C ESTIMATE OF ZERO-YAW DRAG COEFFICIENT FOR A BODY OF REVOLUITION.
C INPUTS
C REFERENCE DIAMETER(MM)
C TOTAL LENGTH(CAL)
C NOSE LENGTH(CAL)
C RATIO OF TANGENT RADIUS TO ACTUAL NOSE RADIUS(HEADSHAPE PARAMFTER)
C BOATTAIL LENGTH((CAL)
C BASE DIAMETER(CAL)
C MEPLAT DIAMETER(CAL)
C BAND DLAMETER(CAL)
C CENTER OF GRAVITY(CAL.FROM NOSE)
C BOUNDARY LAYER CDDE(L/T OR T/T)
C PROJFCTILE IDENTIFICATION.
C THE STANDARD DEVIATION OF THE DRAG ESTIMATE IS 10 PECENT AT
C SUBSONIC AND TRANSONIC SPEEDS, AND 4 PERCENT AT SUPER SONIC SPEEDS.
C ******************************************************************
CHARACTER(LEN=100) :: CODE
DIMENSION CD(24),CDH(24),CDSF(24),CDBND(24),CDBT(24),CDB(24)
DIMENSION PBP1(24)
REAL M(24),LT,LN,RTR,LBT,DB,DM,DBND,XCGN,M2
REAL TA
INTEGER BLC
DATA(M(I),I=1,24)/.5,.6,.7,.8,.85,.9,.925,.95,.975,1.,1.1,1.2,1.3,
11.4,1.5,1.6,1.7,1.8,2.,2.2,2.5,3.,3.5,4./
C 1 CONTINUE
C READ(5,501) DREF,LT,LN,RTR,LBT,DB,DM,DRB,XCGN,BLC,CODEA,CODEB
OPEN (UNIT=6,FILE='RESULTS.OUT')
C ******************************************************************
C INPUT
C ******************************************************************
DREF=155.0 ! PROJFCTILE REFERENCE DIAMETER (MM)
LT=5.65 ! PROJECTILE TOTAL LENGTH(CAL)
LN=3.01 ! NOSE LENGTH(CAL)
RTR=0.50 ! HEADSHAPE PARAMFTER
LBT=0.58 ! BOATTAIL LENGTH((CAL)
DB=0.848 ! PROJFCTILE BASE DIAMETER(CAL)
DM=0.090 ! PROJFCTILE MEPLAT DIAMETER(CAL)
DBND=1.020 ! ROTATING BAND DLAMETER(CAL)
XCGN=3.53 ! CENTER OF GRAVITY(CAL. FROM NOSE)
BLC=2 ! BOUNDARY LAYER CDDE(1: L/T OR 2: T/T)
CODE='155MM M549' ! PROJFCTILE IDENTIFICATION
C ******************************************************************
WRITE(6,*) CODE
WRITE(6,"('PROJFCTILE REFERENCE DIAMETER (MM) = ',F6.1)") DREF
WRITE(6,"('PROJECTILE TOTAL LENGTH(CAL) = ',F6.3)") LT
WRITE(6,"('NOSE LENGTH(CAL) = ',F6.3)") LN
WRITE(6,"('HEADSHAPE PARAMFTER = ',F6.2)") RTR
WRITE(6,"('BOATTAIL LENGTH((CAL) = ',F6.3)") LBT
WRITE(6,"('BASE LENGTH((CAL) = ',F6.3)") DB
WRITE(6,"('MEPLAT DIAMETER(CAL) = ',F6.3)") DM
WRITE(6,"('ROTATING BAND DLAMETER(CAL) = ',F6.3)") DBND
WRITE(6,"('CENTER OF GRAVITY(CAL. FROM NOSE) = ',F6.2)") XCGN
WRITE(6,"('BOUNDARY LAYER CDDE(1: L/T, 2: T/T) = ',I6)") BLC
WRITE(6,"('*********************************************')")
WRITE(6,"(' M CD0 CDH CDSF CDBND
1CDBT CDB PB/P1')")
C ******************************************************************
DO 300 I=1,24
TA=(1.0-DM)/LN ! THICKNESS RATIO
M2=M(I)**2.0
RE=23296.3*M(I)*LT*DREF
RET=0.4343*(ALOG(RE))
CFT=(0.455/(RET**2.58))*((1.0+0.21*M2)**(-0.32)) ! PRANDTL'S NUMBER
C WETTED SURFACE AREA OF THE PROJECTILE NOSE
DUM=1.0+((0.333+(0.02/(LN**2)))*RTR)
SWN=1.5708*LN*(1.0+1.0/(8.0*(LN**2)))*DUM
SWCYL=3.1416*(LT-LN)
SW=SWN+SWCYL
C ------------------------------------------------------------------
C LAMINAR BOUNDARY LAYER
IF (BLC.EQ.1) THEN
CFL=(1.328/(SQRT(RE)))*((1.0+0.12*M2)**(-0.12))
END IF
C TURBULENT BOUNDARY LAYER
IF (BLC.EQ.2) THEN
CFL=CFT
END IF
CDSFL=1.2732*SW*CFL
CDSFT=1.2732*SW*CFT
CDSF(I)=(CDSFL*SWN+CDSFT*SWCYL)/SW
C ******************************************************************
C PRESSURE DRAG COEFFICIENT FOR A ROTATING BAND
CHI=(M2-1.0)/(2.4*M2)
IF(M(I).LE.1.0) PTP=(1.0+0.2*M2)**3.5
IF(M(I).GT.1.0) PTP=((1.2*M2)**3.5)*((6.0/(7.0*M2-1.0))**2.5)
CMEP=(1.122*(PTP-1.0)*(DM*DM))/M2
IF(M(I).LE.0.91) CDHM=0.0
IF(M(I).GE.1.41) CDHM=0.85*CMEP
IF(M(I).GT.0.91.AND.M(I).LT.1.41) CDHM=(0.254+2.88*CHI)*CMEP
IF(M(I).LT.1.00) PB2=1.0/(1.0+0.1875*M2+0.0531*M2*M2)
IF(M(I).GE.1.00) PB2=1.0/(1.0+0.2477*M2+0.0345*M2*M2)
PB4=(1.0+0.09*M2*(1.0-EXP(LN-LT)))*(1.0+0.25*M2*(1.0-DB))
PBP1(I)=PB2*PB4
CDB(I)=(1.4286*(1.0-PBP1(I))*(DB*DB))/M2
IF(M(I).LT.0.95) CDBND(I)=(M(I)**12.5)*(DBND-1.0)
IF(M(I).GE.0.95) CDBND(I)=(0.21+0.28/M2)*(DBND-1.0)
C ******************************************************************
C TOTAL DRAG COEFFICIENT AT ZERO ANGLE OF ATTACK
IF(M(I)-1.0) 100,100,200
C SUBSONIC-TRANSONIC SPEEDS.
100 CONTINUE
C LBT: BOATTAIL LENGTH
IF(LBT) 102,101,102
101 CONTINUE
C WHEN THERE IS NO BOATTAIL
CDBT(I)=0.0
CD(I)=CDH(I)+CDSF(I)+CDBND(I)+CDBT(I)+CDB(I)
WRITE(6,1509) M(I),CD(I),CDH(I),CDSF(I),CDBND(I),CDBT(I),CDB(I),
1 PBP1(I)
GOTO 105
102 CONTINUE
C WHEN THERE IS A BOATTAIL
IF(M(I).LE.0.85) GO TO 101
TB=(1.0-DB)/(2.0*LBT)
TB23=2.0*TB*TB+(TB**3)
EBT=EXP((-2.0)*LBT)
BBT=1.0-EBT+2.0*TB*((EBT*(LBT+0.5))-0.5)
CDBT(I)=2.0*TB23*BBT*(1.0/(0.564+1250.0*CHI*CHI))
105 CONTINUE
XMC=(1.0+0.552*(TA**0.8))**(-0.5)
IF(M(I).LE.XMC) CDHT=0.0
IF(M(I).GT.XMC) CDHT=0.368*(TA**1.8)+1.6*TA*CHI
CDH(I)=CDHT+CDHM
CD(I)=CDH(I)+CDSF(I)+CDBND(I)+CDBT(I)+CDB(I)
WRITE(6,1509) M(I),CD(I),CDH(I),CDSF(I),CDBND(I),CDBT(I),CDB(I),
1 PBP1(I)
GOTO 300
C ------------------------------------------------------------------
C SUPERSONIC SPEEDS.
C ------------------------------------------------------------------
200 CONTINUE
RE2=M2-1.0
RE=SQRT(RE2)
ZE=RE
SSMC=1.0+0.368*(TA**1.85)
IF(M(I).LT.SSMC) ZE=SQRT(SSMC*SSMC-1.0)
C1=0.7156-0.5313*RTR+0.595*(RTR**2)
C2=0.0796+0.0779*RTR
C3=1.5870+0.0490*RTR
C4=0.1122+0.1658*RTR
RZ2=1.0/(ZE*ZE)
CDHT=(C1-C2*(TA**2))*RZ2*((TA*ZE)**(C3+C4*TA))
CDH(I)=CDHT+CDHM
C ******************************************************************
C PRESSURE DRAG COEFFICIENT DUE TO BOATTAIL (OR FLARE)
IF(LBT) 202,201,202
201 CONTINUE
C WHEN THERE IS NO BOATTAIL
CDBT(I)=0.0
CD(I)=CDH(I)+CDSF(I)+CDBND(I)+CDBT(I)+CDB(I)
WRITE(6,1509) M(I),CD(I),CDH(I),CDSF(I),CDBND(I),CDBT(I),CDB(I),
1 PBP1(I)
GOTO 300
202 CONTINUE
C WHEN THERE IS A BOATTAIL
TB=(1.0-DB)/(2.0*LBT)
C ******************************************************************
IF(M(I)-1.1) 205,205,207
205 CONTINUE
C SUBSONIC-TRANSONIC SPEEDS.
TB23=2.0*TB*TB+(TB**3)
EBT=EXP((-2.0)*LBT)
BBT=1.0-EBT+2.0*TB*((EBT*(LBT+0.5))-0.5)
CDBT(I)=2.0*TB23*BBT*(1.774-9.3*CHI)
CD(I)=CDH(I)+CDSF(I)+CDBND(I)+CDBT(I)+CDB(I)
WRITE(6,1509) M(I),CD(I),CDH(I),CDSF(I),CDBND(I),CDBT(I),CDB(I),
1 PBP1(I)
GOTO 300
207 CONTINUE
C SUPERSONIC SPEEDS.
BR=0.85/RE ! K
AA2=((5.0*TA)/(6.0*RE))*(0.5*TA)**2-(0.7435/M2)*((TA*M(I))**1.6)
AA1=(1.0-(3*RTR)/(5*M(I)))*AA2
EXL=EXP(((-1.1952)/M(I))*(LT-LN-LBT))
XXM=((2.4*M2*M2-4.0*RE2)*(TB*TB))/(2.0*RE2*RE2)
AA=AA1*EXL+((2.0*TB)/RE)-XXM
RB=1.0/BR ! 1/K
EXRT=EXP(-BR*LBT)
AAB=(1.0-EXRT)+(2.0*TB*(EXRT*(LBT+RB)-RB))
CDBT(I)=4.0*AA*TB*RB*AAB
CD(I)=CDH(I)+CDSF(I)+CDBND(I)+CDBT(I)+CDB(I)
WRITE(6,1509) M(I),CD(I),CDH(I),CDSF(I),CDBND(I),CDBT(I),CDB(I),
1 PBP1(I)
300 CONTINUE
C ******************************************************************
1509 FORMAT(F6.3,3X,7(F7.3,3X))
IF(LN.LT.1.0.OR.DM.GT.0.5) GOTO 698
GOTO 1510
698 WRITE(6,1512)
1512 FORMAT("WARNING... NOSE TOO SHORT OR TOO BLUNT. CHECK CDH.")
1510 IF(LBT.GT.1.5.OR.DB.LT.0.65) GOTO 699
GOTO 9999
699 WRITE(6,1513)
1513 FORMAT("WARNING... BOATTAIL TOO LONG OR TOO STEEP. CHECKC CDBT.")
9999 CLOSE(6)
END
이 코드는 다양한 매개변수를 다양한 방식으로 출력할 수 있습니다. 사용자는 실행 시 원하는 출력 수준을 선택할 수 있습니다. 선택 사항은 일반(Normal)과 전체(Full)입니다. 전체 옵션은 사용 가능한 모든 데이터를 출력합니다. 일반 옵션은 전체 옵션의 일부 데이터를 출력합니다. 다음 표는 각 옵션에 대한 다양한 출력 목록을 보여줍니다.
프린트 옵션 출력 파일
데이터 파일 이름
설명
Normal
Full
Summary.plt
노즐 윤곽, 마지막 LRC 및 RRC(BF)를 보여주는 TECPLOT 형식 파일
●
●
Summary.out
노즐에 대한 모든 세부 정보를 설명하는 요약 파일입니다.
●
●
rao.dat
TDK의 RAO 옵션과 함께 사용할 수 있는 노즐 윤곽이 포함된 파일입니다.
●
●
TT'.out
초기 데이터 평면 속성
●
●
ThetaB.out
Theta_B 반복 매개변수
●
●
MOC_Grid.plt
노즐의 모든 RRC를 보여주는 TECPLOT 형식 파일입니다. 이 파일을 사용하여 노즐을 통과하는 등고선 플롯을 볼 수 있습니다.
●
MOC_SL.plt
노즐의 유선을 보여주는 TECPLOT 형식 파일입니다. 이 파일을 사용하여 노즐을 통과하는 등고선도를 확인할 수 있습니다.
●
center.out
중심선 유량 데이터가 포함되어 있습니다.
●
wall.out
노즐 벽면 유동 데이터 및 등고선을 포함합니다.
●
TT'BF_Kernel.out
TT’BF 지역의 모든 RRC에 대한 데이터 행렬을 포함합니다.
●
BFE_Kernel.out
이 지역에 있는 모든 RRC에 대한 데이터 행렬을 포함합니다.
●
Wall_i.out
초기 벽 팽창에 대한 데이터
●
axis_i.out
중심선의 F 지점까지의 데이터
●
LastKernel.out
Theta_B에 의해 정의된 마지막 RRC(BF)에 대한 데이터
●
Uncropped Kernel.out
노즐 출구 평면을 넘어 확장된 전체 MACgrid에 대한 데이터가 생성됩니다.
●
Summary.out 파일
코드의 주요 출력 파일은 'summary.out' 파일입니다. 이 파일에는 MOC 격자 데이터, 성능 값 및 기타 노즐 매개변수가 포함됩니다. 여기에서는 이 파일의 항목에 대한 간략한 설명을 제공합니다.
파일의 첫 번째 부분에는 일반적인 정의 개요와 노즐 설계에 사용된 입력 매개변수가 포함됩니다. 다음에는 초기 데이터 라인을 따라 유동 특성이 포함됩니다. 질량 유량 데이터는 노즐 중심선에서 노즐 벽까지의 질량 유량을 적분한 값입니다.
이 목록 다음에는 성능 매개변수 요약이 나옵니다. 이 매개변수는 두 부분으로 나뉩니다. 첫 번째 부분은 2D 성능(질량 유량, 추력 등)을 나타내고, 두 번째 부분은 1D 성능을 나타냅니다. 2D 계산의 경우 성능은 개별 유동점의 적분을 통해 얻어지며, 1D 계산은 노즐 전체 조건에서 균일한 마하 1인 노즐목까지 1D 등엔트로피 과정을 기반으로 합니다.
다음에는 초기 팽창 영역에 대한 정보가 포함되어 있으며, 여기에는 수렴된 초기 팽창 각도와 초기 팽창 영역에서 마지막 RRC를 따라 적분된 질량 유량과 초기 데이터 라인에서의 질량 유량의 차이가 포함됩니다. 이는 초기 격자와 결과 솔루션이 원활하게 진행되는지 확인하는 데 유용한 검사입니다. 코드는 이러한 값의 백분율 차이가 2% 미만인지 확인합니다. 2%를 초과하면 코드는 사용자에게 알리고 솔루션 실행을 종료합니다. 향후 버전에서는 이 허용 오차를 사용자 입력으로 지정할 수 있습니다.
다음에는 각각 LRC(DE)를 따라 흐르는 유동 특성과 노즐 전체 벽면의 유동 특성이 포함됩니다. 이어서 노즐 출구면에서의 유동 특성 목록과 노즐 형상 매개변수(표면적, 면적비 등) 및 출구면 성능이 표시됩니다.
출력 유선 개수 입력
이 입력값은 MOC-SL.plt 파일에 출력될 유선 및 점의 개수를 설정합니다. 방사형(Radial) 입력값은 전체 유선 개수를 정의합니다. 축(Axial) 방향 입력값은 각 유선을 따라 표시될 점의 개수를 정의합니다.
MOC 제한 입력
이 입력값들은 초기 MOC 그리드와 코드 효율성에 영향을 미칩니다. Theta_B Guess 입력값은 Theta_B 반복 계산의 시작점을 제공합니다. 일반적으로 노즐 길이가 길수록(즉, 완벽한 노즐일수록) 짧은 노즐(Rao)보다 Theta_B 값이 낮습니다. 기본 값인 25˚가 제공되며 대부분의 경우에 적용됩니다.
위의 BD 입력값 위의 RRC 개수는 노즐 끝점을 찾은 후 툴이 계산할 우측 유동 특성(Right Running Characteristics)의 개수를 나타냅니다. 위에서 설명한 것처럼 노즐 끝점(E)을 찾으면 B에서 E까지의 노즐 윤곽선을 결정해야 합니다. 이 윤곽선은 BDE 영역에서 MOC 격자를 완성하여 계산되는 유선으로 정의됩니다. BDE 영역의 격자 밀도는 RRC 개수로 정의됩니다.
# BD 개략도 위의 RRC
Number of Starting Characteristics 입력값은 초기 데이터 라인에서 찾을 포인트 수를 결정합니다.
DTHETAB Max 입력값은 초기 노즐 팽창 아크(TB)를 따라 RRC 밀도를 설정하는 데 도움이 되는 매개변수입니다. 주어진 시작 특성 개수에 따라 MOC 솔루션이 시작됩니다. LRC가 노즐 벽에 도달하면 중심선 방향으로 반사됩니다. DTHETAB는 노즐 벽의 두 지점 사이의 Theta_B의 최대 차이를 나타냅니다. 차이가 입력값 DTHETAB보다 크면 해당 지점에 새로운 RRC가 생성됩니다. 그림 18에 예시가 나와 있습니다. 초기 벽 지점과 점 (0,1) 사이의 각도가 정의된 (DTHETAB)MAX보다 큽니다. 초기 벽 지점에서 (DTHETAB)MAX 각도만큼 떨어진 위치에 새로운 RRC(빨간색 점선으로 표시)가 생성됩니다. 이 과정을 통해 노즐 전체에 걸쳐 유동을 더 정확하게 정의할 수 있습니다. DTHETAB 값이 작을수록 실행 시간은 증가하지만 격자가 더 정밀해집니다. 일반적인 값은 0.25˚에서 0.5˚ 사이입니다.
DTHETAB 개략도
스트림라인 트레이싱 도구 실행 버튼
이 버튼을 누르면 스트림라인 트레이싱 도구 STT2000을 실행할 수 있습니다. STT2000 실행에 필요한 파일은 전체 인쇄 옵션을 선택했을 때만 생성되므로, 이 버튼은 해당 옵션 선택 시에만 활성화됩니다.
MOC 그리드 계산 버튼
이 버튼을 누르면, 각 입력란에 표시된 값을 사용하여 계산 사이클이 시작됩니다. 사이클이 완료되면 노즐 윤곽 그래프가 새 창에 나타납니다. 이 창을 닫아야 도구에서 필요한 파일을 출력할 수 있습니다.
노즐 윤곽선 윈도우
초기 데이터 라인 정의
초기 데이터 라인(TT')은 노즐 목 부위 주변의 천이음속 유동에 대해 Kliegel과 Levine이 개발한 수정된 Hall 방법을 사용하여 계산됩니다. 이 방법은 toroid 좌표계를 사용하여 노즐 목 부위의 모든 지점에서 유속(축 방향 및 횡 방향)에 대한 해석적 해를 도출합니다.
초기 데이터 라인 정의의 핵심은 천이음속 영역을 나타내는 라인의 형상을 결정하는 것입니다. 라인이 너무 완만하거나 너무 가파르면 궁극적으로 해의 수렴이 실패할 수 있습니다. 이 도구에서는 노즐 벽에서 계산을 시작합니다. 이후 모든 지점의 위치는 이전 지점에서 RRC(Reduced Regression Curve)를 구성하여 결정됩니다. 특정 지점에서 마하수가 1.5보다 크면 마하수가 1.5를 초과하지 않도록 라인 형상을 변경합니다.
상류 반경 매개변수는 초기 데이터 라인에 상당한 영향을 미칩니다. 상류 반경이 증가함에 따라 계산된 유속은 거의 1/(Rup+1)만큼 증가합니다. 다음 그림은 두 개의 상류 반경에 대한 초기 데이터 라인을 보여줍니다. 마하 1.5 제약 조건 없이 반경을 고려했을 때, 상류 반경이 감소함에 따라 계산된 마하 수는 증가합니다. 이로 인해 계산된 유동 각도가 얕아지므로 구성된 RRC가 하류로 이동합니다. 경우에 따라 이는 노즐 해석에 어려움을 초래할 수 있습니다. 다음 그림의 세 번째 줄은 마하 1.5 제약 조건을 적용한 해석 결과를 보여주며, 안정적인 데이터 선을 나타냅니다. 마하 제약 조건과 선의 형상은 임의로 설정되었습니다. 이 도구는 다양한 노즐 설계에서 이 방법이 효과적인 것으로 입증되었기 때문에 이 방법을 사용합니다.
초기 데이터 라인
설계 요령
이 섹션에서는 수렴된 노즐 솔루션을 얻기 위해 사용해야 하는 기법을 설명합니다. 불량한 노즐 솔루션의 주요 원인은 초기 MOC 격자의 잘못된 설정과 이를 생성하는 매개변수에 있습니다. 이러한 매개변수는 다음과 같습니다.
하류 반경
시작 특성 개수
상류 반경
(DTheta_B)MAX
이러한 매개변수 사이의 상호 작용을 이해하면 우수한 노즐 개발을 위한 좋은 지침을 얻을 수 있습니다. 다음 설명은 이러한 매개변수에 대한 간략한 설명입니다. 각 사용자는 노즐 도구를 사용하여 이러한 매개변수를 간단히 연구하고 그 영향을 조사하는 것이 좋습니다.
우수한 노즐 솔루션은 초기 노즐 팽창 영역(초기 데이터 라인에서 OB까지)에 잘 정의된 격자에서 시작됩니다. '잘 정의됨'이라는 용어는 주관적이지만, 앞서 언급한 네 가지 매개변수의 기본값은 대부분의 경우에 적합한 것으로 보입니다. 다음 그림은 완벽한 마하 4 노즐에 대해 이러한 기본 매개변수를 사용하여 노즐 벽 주변의 초기 팽창 영역을 보여줍니다.
공칭 설계 매개변수를 갖는 초기 커널 영역
그림에서 볼 수 있듯이, 초기 데이터 라인을 따라 32개 점(초기 101개 점 중)을 사용하여 초기 노즐 팽창 영역을 결정합니다. 이건 MOC 격자에 계산의 안정적인 시작점을 제공하는 것으로 보입니다. 일반적으로 점이 많을수록 좋지만, 점이 너무 많으면 RRC가 너무 가깝게 위치하거나 교차하여 솔루션에 어려움을 초래할 수 있습니다. 따라서 주어진 설계에 대해 더 좋거나 나쁜 점의 개수는 정해져 있지 않습니다.
네 가지 매개변수가 이러한 기본값에서 벗어나면 초기 커널 영역이 변경됩니다. 예를 들어, 다음 그림은 하류 반경이 0.2로 감소했을 때의 이 영역을 보여줍니다. 그림에서 볼 수 있듯이, 초기 팽창 영역을 정의하는 점의 개수는 32개에서 14개로 줄어듭니다. CFD 관점에서 보면, 이 새로운 메쉬는 더 거칠어집니다(두 배). 격자가 거칠어질수록 코드가 솔루션으로 수렴하는 데 어려움을 겪습니다. MOC 알고리즘은 LRC와 RRC의 교차점 및 노즐 벽면에서 계산을 수행합니다. 이러한 교차점들이 서로 멀어질수록(메쉬가 거칠어질수록) 해법에서 발생하는 오차가 커집니다. 노즐의 이 영역에서 발생하는 오차는 해법이 하류로 진행됨에 따라 증폭됩니다. 하류 반경 입력값은 노즐 해법의 수렴 여부에 가장 큰 영향을 미치는 것으로 보입니다. 따라서 이 매개변수를 명목상의 1.0 값 근처로 유지하는 것이 좋습니다.
노즐 하류 반경을 줄이는 것만이 메쉬를 거칠게 만드는 유일한 방법은 아닙니다. 초기 특성 개수를 변경하는 것도 메쉬에 영향을 미치는 간단한 방법입니다. 상류 반경을 변경하거나 (DTheta_B)MAX 매개변수를 변경하는 것도 메쉬에 영향을 미칩니다.
