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목차
Abstract 11
I.서론 13
1.1. 연구 배경 13
1.2. 연구 목적 16
II. 항공기 후방동체 및 Plume열유동장 해석 18
2.1. 이전 연구 내용 18
2.2. 해석 기법 선정 23
2.3. CFD 해석 타당성 검증 26
2.4. 엔진 성능 분석을 통한 UCAV 노즐 설계 및 해석 조건 도출 29
2.4.1. 대상 항공기 선정 31
2.4.2. UCAV 노즐 설계 및 해석 조건 도출 33
2.5. 계산격자 및 경계조건 35
III. 항공기 Plume IR 신호 예측 37
3.1. 이전 연구 내용 37
3.2. 해석 기법 조사 44
3.3. Narrow-Band Model을 이용한 Spectral intensity 계산 46
IV.결과 및 분석 49
4.1. 비행조건에 따른 UCAV 열유동장 해석 결과 49
4.2. PlumeIR 신호 분석 55
4.2.1. 비행조건에 따른 복사강도 경향성 분석 55
4.2.2. UCAV Plume IR 신호 분석 58
V.결론 68
참고문헌 71
Table.1. Nozzle inlet condition 34
Table.2. 신호의 종류 및 주요 특성 40
Table.3. Results(thrust and temperature) at various flight conditions 49
Table.4. Plume length and optical thickness 56
Table.5. IR 신호 계산 입력값 (고도 40000ft, Mach 0.8, 관측각 0°) 59
Table.6. 비행조건에 따른 밴드별 평균 및 최대 Spctral Intensity 65
Table.7. 비행조건에 따른 추력, 플룸 최고 온도, 최대 Spctral Intensit 66
Table.8. 비행조건에 따른 추력, 온도, 플룸의 크기 비교 68
Fig.1. 거리, 탑재하중, 정밀도 그리고 스텔스의 값 13
Fig.2. 국방 레이더 시스템 14
Fig.3. 적외선 카메라로 촬영한 항공기 이미지 15
Fig.4. 항공기 IR 발생 요소 15
Fig.5. 전체 연구 흐름도 17
Fig.6. 실험을 통한 NPR에 따른 노즐 내부 유동장 변화 18
Fig.7. NPR 변화에 따른 노즐 내부 유동장 실험 결과 19
Fig.8. 수치계산에 의한 2차원 초음속 노즐에서 압력비와 길이비에 따른 흐름 특성 19
Fig.9. F-117 A 배기노즐 20
Fig.10. F-117 Night Hawk 스텔스 전투기 20
Fig.11. 2D 추력편향 노즐 유동해석 21
Fig.12. Flow visualizationr esults in six lobed nozzle flow 21
Fig.13. IR signature reduction nozzle of small-scale jet engine 22
Fig.14. 검증에 사용한 노즐 형상 26
Fig.15. FASTRAN을 이용한 노즐 내부 유동 해석 결과 비교 26
Fig.16. 외부 유동장을 포함한 CFD 해석 결과 27
Fig.17. 실험, 노즐 내부 유동장 해석 (CFD) 노즐 외부 유동장 해석 (CFD) 의 비교 28
Fig.18. 엔진 성능 분석 과정 29
Fig.19. 무인 전투기 X-45C 제원 31
Fig.20. 무인 전투기 X-45C 임무 31
Fig.21. X-45C 내부 개념도 32
Fig.22. X-45C 엔진 (F404-GE-102) 32
Fig.23. UCAV Mission profile 33
Fig.24. Basic nozzle geometry 33
Fig.25. Grids around nozzle 35
Fig.26. Numerical boundary conditions(circular nozzle) 36
Fig.27. 함정 표면온도 분석 및 IR 신호 해석 과정 37
Fig.28. 항공기 플룸의 IR 신호 탐지 38
Fig.29. Infrared radiation radiance of plume angle[B019] 39
Fig.30. 여러 각도에 본 항공기의 IR 신호 수준 40
Fig.31. 속도비,IR 신호에 따른 Lethal envelop과 Lock-on Range 41
Fig.32. 로켓 플룸 저부 가열 해석 42
Fig.33. 기체별 흡수계수 밴드 스펙트럼 44
Fig.34. 비회색체 가스 모델 종류 45
Fig.35. Spectra lintensity계산 검증 48
Fig.36. 고도 20000 : ft, 비행속도 : Mach 0.4 50
Fig.37. 고도 20000 : ft, 비행속도 : Mach 0.6 50
Fig.38. 고도 20000 : ft, 비행속도 : Mach 0.8 50
Fig.39. 고도 30000 : ft, 비행속도 : Mach 0.4 51
Fig.40. 고도 30000 : ft, 비행속도 : Mach 0.6 51
Fig.41. 고도 30000 : ft, 비행속도 : Mach 0.8 51
Fig.42. 고도 40000 : ft, 비행속도 : Mach 0.4 52
Fig.43. 고도 40000 : ft, 비행속도 : Mach 0.6 52
Fig.44. 고도 40000 : ft, 비행속도 : Mach 0.8 52
Fig.45. Axial plume temperature v saltitudechang 53
Fig.46. 비행고도에 따른 유동장 변화 (Mach : 0.8) 53
Fig.47. Axial plume temperature vs Mach number variations 54
Fig.48. 비행속도에 따른 유동장 변화 (고도 : 40000 ft) 54
Fig.49. Plumel ength and optical thickness 56
Fig.50. Plumel ength vs altitude change 57
Fig.51. Plumethicknessvsaltitude change 57
Fig.52. PlumeIR 신호 측정 위치 58
Fig.53. Table.5로 계산된 Spctral Intensity 59
Fig.54. 파장에 따른 Spctral Intensity(고도 40000ft, Mach 0.8) 60
Fig.55. 파장에 따른 Spctral Intensity(고도 40000ft, Mach 0.6) 60
Fig.56. 파장에 따른 Spctral Intensity(고도 40000ft, Mach 0.4) 61
Fig.57. 파장에 따른 Spctral Intensity(고도 30000ft, Mach 0.8) 61
Fig.58. 파장에 따른 Spctral Intensity(고도 30000ft, Mach 0.6) 62
Fig.59. 파장에 따른 Spctral Intensity(고도 30000ft, Mach 0.4) 62
Fig.60. 파장에 따른 Spctral Intensity(고도 20000ft, Mach 0.8) 63
Fig.61. 파장에 따른 Spctral Intensity(고도 20000ft, Mach 0.6) 63
Fig.62. 파장에 따른 Spctral Intensity(고도 20000ft, Mach 0.4) 64
Fig.63. 비행속도 변화 따른 Spctral Intensity(고도 20000 ft) 66
Fig.64. 비행고도 변화에 따른 Spctral Intensity(Mach 0.8) 67
Fig.65. 비행조건 변화에 따른 Spctral Intensity (3~5 μm) 69
Fig.66. 비행조건 변화에 따른 플룸 최고 온도 69
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Aerothermodynamic flowfields of aircraft engine nozzles are computationally investigated at various flight conditions for infrared signature analysis. A mission profile of subsonic unmanned combat aerial vehicle is considered for the case study and associated engine and nozzles are selected through a performance analysis. Computational results of nozzle and plume flowfields using a density-based CFD code are analyzed in terms of thrust, maximum temperature, length and thickness of plume. It is shown that maximum temperature, length, and thickness of nozzle plume increase for lower altitude and higher Mach number.
In addition, on the basis of the narrow band model and calculated flowfield information, the level of plume infrared signature is computed. According to spectral intensity results for different seeker location, the flight condition is shown to play a minor role in the plume infrared signature level in the case of 8 ~ 12 ㎛ band. In the case of 3 ~ 5㎛, it was shown that the infrared signature level is proportional to the maximum plume temperature found in CFD computational results. Qualitative information on infrared signature ariation for different flight conditions is also obtained.
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