난류 압력섭동 예측과 FE-SEA 기법을 이용한 발사체 페어링 내부 음향하중 저감에 관한 연구

Abstract

발사체는 비행 중 공기역학적 현상에 기인하는 음향하중의 영향을 받는데, 특별히 천음속 영역에서 그 영향이 증가된다. 음향하중으로 인한 페어링 내부 소음진동은 탑재물의 오작동을 유발할 수 있어 이를 예측하고 저감하는 과정이 발사체 임무 성공을 위해 필수적으로 요구된다. 본 연구에서는 해머헤드 발사체 외부에 작용하는 공기역학적 음향하중에 의한 페어링 내부 음향 진동환경을 예측하고, 음향 블랭킷과 헬름홀츠 음향 공명기를 이용하여 소음저감 설계를 구현하는 프로세스를 개발하였다. 비행 중 발사체 외부에 작용하는 음향하중은 주로 난류 경계층 내부 압력섭동에 기인하는 것으로, 준 경험적 방법 또는 Navier-Stokes 방정식에 대한 난류 분해 비정상 유동 해석으로부터 직접 구할 수 있다. 본 연구에서는 준 경험식에서 필요로 하는 난류 경계층 인자들을 정상상태 RANS 유동해석 결과로부터 구하였는데, 이를 위해 자유류 마하수 0.81의 천음속 비행 조건에서 발사체 주변에 대한 RANS 유동해석을 수행하였다. 본 연구에서 채택한 Robertson의 압력섭동 파워 스펙트럼 준 경험식은 실험값보다 낮은 수준의 압력섭동을 예측하였다. 발사체 외부 음향하중을 직접 계산하기 위해 hybrid RANS/LES 방법의 일종인 IDDES 모델로 발사체 주변 유동장 해석을 수행하고 그 결과로 천음속 비행 속도에서 해머헤드 발사체에 작용하는 압력섭동의 특성을 파악하였다. 발사체 표면의 시간평균 압력 분포와 압력섭동의 제곱평균제곱근(rms)을 실험값과 비교하여 판단할 때 적절한 난류 스케일 분해 격자를 사용할 경우 IDDES는 발사체 난류 경계층 내부 압력섭동을 공학적으로 유의미한 수준의 정확도로 예측할 수 있는 것으로 평가되었다. IDDES는 hybrid RANS/LES 유동장 계산으로 인해 준 경험적 압력섭동 예측 모델에 비해 상대적으로 많은 시간이 소요되지만 개선된 압력섭동 정확도를 보여주었다. 발사체 외부 음향하중에 의한 페어링 내부 음향진동 환경예측을 위해 VA One의 FE-SEA 하이브리드 모듈과 ANSYS APDL을 이용하여 구조-음향 연성해석을 수행하였다. 이 과정에 페어링 내부 음향하중 저감을 위한 수동 음향제어기구로서 음향 블랭킷과 음향 공명기를 모델에 적용하여 그 효과를 확인하고 개발된 음향하중 저감 설계/해석 프로세스의 유효성을 검증하였다. 본 연구를 통해 IDDES는 증가된 계산 비용을 담보로 비행 중 발사체 표면에 작용하는 음향하중을 준 경험적 방법에 비해 더 정확하게 예측할 수 있는 옵션이 될 수 있음을 파악하였다. 본 연구에서 얻어진 모든 결과들을 고려하여 판단할 때 본 연구에서 개발된 비행 중 발사체 페어링 내부 음향하중 예측 및 저감 절차는 발사체 초기 trade-off 단계나 상세설계 단계에서 유용하게 쓰일 수 있을 것으로 예상된다.

Launch vehicles are subject to airborne acoustic loads during atmospheric flight and these effects become pronounced especially in transonic region. Since the vibration caused by the acoustic loads can results in malfunction of payloads, it is essential for success of flight mission to predict and reduce the acoustic loads. In this study, a series of design/analysis processes has been compiled for predicting airborne vibro-acoustic environment inside a hammerhead payload fairing and reducing the acoustic loads by acoustic blankets and Helmholtz acoustic resonators. Acoustic loads acting on launch vehicle during atmospheric flight are mainly due to the pressure fluctuations inside turbulent boundary layer and they can be predicted either by a semi-empirical model or by unsteady scale-resolving simulation of the Navier-Stokes equations. In the present study, the turbulent boundary layer parameters necessary for the semi- empirical prediction model were obtained from the solution of steady Navier-Stokes equations. For this purpose, a RANS analysis has been performed around the launch vehicle at a transonic Mach number of 0.81. The presently adopted Robertsons semi-empirical power spectrum model predicted lower level of pressure fluctuation than the experiments. The Improved Delayed Detached Eddy Simulation(IDDES), which belongs to the class of hybrid RANS/LES method, has been performed for direct evaluation of the acoustic loads on launch vehicle surfaces. The characteristic features of the acoustic loads acting on the hammerhead launch vehicle at transonic speed have been investigated using the result. The comparisons of time-averaged surface pressure distribution and root mean square of pressure fluctuations to the experiments have revealed that, as far as an appropriate turbulence scale resolving mesh is used, IDDES can provide reasonably accurate pressure fluctuation in turbulent boundary layer for engineering purposes. The IDDES provided improved accuracy over the presently employed semi-empirical model at the expense of increased computing time incurred by the hybrid RANS/LES flow analysis. Coupled structural-acoustic analysis was performed using FE-SEA hybrid module of VA One and ANSYS APDL to predict the vibro-acoustic environment in the fairing. In the course of coupled structural-acoustic analysis, acoustic blanket and acoustic resonator were applied as the passive acoustic control system and their effects were investigated to access the validity of the presently developed design/analysis processes for acoustic loads reduction. It has been found that the IDDES can be considered as a more accurate option for predicting airborne acoustic loads on the launch vehicle at the expense of increased computational cost over the semi-empirical method. Considering the results obtained from the present study, the processes which have been developed for the prediction and reduction of airborne acoustic loads inside the launch vehicle fairing are expected to be useful in initial design trade-off phase as well as in the detailed design phase of a launch vehicle.