This extensive study describes the design and implementation of a hypersonic combined test facility for aerothermodynamic ground testing, combining an arc-jet tunnel, a shock tunnel, and a model transport system into a single test section. The facility has a model transport system and a small-scale Huelstype arc-jet tunnel for preheating test model surfaces so that a smooth transition to the shock tunnel is possible. Every component underwent performance validation tests, with a focus on maintaining control over the wall-to-total temperature ratio by preheating the model surface through aerodynamic heating in the arc-jet tunnel and conducting shock tunnel testing continuously.
Development of Hypersonic Combined Test Facility - K4: By enabling simultaneous testing in both tunnels, the integrated setup optimizes the conditions for the experiments. With a 10 mm diameter flat-faced model operating in nitrogen, the arc-jet tunnel produces a high-enthalpy flow of 1.99±0.03 MW/m2, and in air conditions, 1.97±0.01 MW/m2. The shock tunnel simulates a 24 km pressure altitude Mach 5 flight. A combined test at 477 K was conducted after preheating the test model, a conical AL6061 structure, to a temperature of 603 K. Extensive analyses of the experimental outcomes and performance highlight this hypersonic test facility’s potential. The developed facility has great potential for use in the analysis and research of hypersonic flow. With its potential to greatly expand our knowledge of aerothermodynamic phenomena, it will help us design and operate hypersonic vehicles more effectively. The cone model was subjected to detailed assessments using a combined test, which revealed distinct shape changes caused by the ablation effect. The cone became a blunted double cone shape, and there were changes to the shock patterns: attached shock to detached bow shock transitions, separation shock, reattachment shock, and shock-shock interactions. These combined test observations offer crucial information about the dynamic changes the model goes through when aerothermodynamic forces are applied. Initial studies of the hemisphere model demonstrated surface roughness changes with preheating session. Although the results of the flow visualization were not very noticeable, the differences in surface roughness that were noticed offer a fascinating direction for future research. It becomes clear that specific methods must be developed in order to study and examine how these aerothermodynamic phenomena affect aerodynamic forces. The pre-combined test analysis provides a basis for improving methods and comprehending the intricate relationships between aerodynamic forces and surface conditions. Conditions specifically designed for shock tubes called tailored condtion were used to prolong the steady state for the force measurement test. This improvement entails modifying a few key shock tunnel operating parameters. A gas mixture consisting of 95.5 % helium and 4.5 % nitrogen is used to optimize the driver tube’s filling state. With this adjustment, the shock tunnel’s overall effectiveness will be improved, which will help force measurement tests maintain steady-state conditions longer. Pitot pressure had a substantially longer steady time, ranging from 520 µs to 2.8 ms. The purpose of this intentional modification was to offer a longer duration of steady and uniform Pitot pressure circumstances, guaranteeing a more resilient and trustworthy setting for force measurement experiments. These customized shock tunnel conditions show how carefully the experimental configuration has been refined, highlighting the dedication to attaining long-lived steady states necessary for precise force measurements inside the hypersonic combined test facility.
Development of Force Measurement Technique for Preheated Model: This work presents a new method for measuring forces that is being used in the hypersonic combined test facility to examine how forces are affected by aerothermodynamic phenomena, specifically aerodynamic heating. A model transport system that has been preheated is part of the technique, which allows for quasi-free-body axial motion during force measurement tests. Comparative analyses show that the drag coefficient for preheated models increases by 10 %. This study provides a realistic simulation of hypersonic flight by analyzing the effects of surface temperature and ablation-induced shape changes on drag coefficients under different conditions. It is expected that this recently developed force measurement method will be essential in forecasting the behavior and flight path of hypersonic flight objects, improving the overall performance, efficiency, and design of hypersonic vehicles.
Investigation of Effects of Aerothermodynamic Phenomena on Drag Force: This study examined the effects of surface roughness, wall temperature, ablation-induced shape change, and machined surface roughness. Additionally, it examined how surface roughness and wall temperature interact to affect the drag coefficient and examined each independently of the combined effects. The drag coefficient of the conical test model made of AL6061 material increased by 2.67 % as a result of the ablation-induced shape change. The drag coefficient for the hemispherical test models of different materials changed significantly as a result of the wall temperature effect; in comparison to test results that did not take wall temperature into account, the drag coefficient increased by 15.1 % for the STS303 model ((Tw/T0: 0.97), 7.49 % for the AL6061 model ((Tw/T0: 0.58), and 9.83 % for the copper model ((Tw/T0: 0.48). After the preheating experiment, the cooled model and the machining surface roughness comparison revealed a drop in the drag coefficient for copper (-4.49 %), AL6061 (-1.10 %), and STS303 (-5.65 %). This results from the heated surface’s enhanced roughness after preheating. Based on surface observations using scanning electron microscopy, the drag coefficient as a function of surface roughness was found to be AL6061 > copper > STS303 by comparing the cooled models after preheating. This was in the reverse order of roughness.
본 연구에서는 공기열역학적 현상을 모사한 지상 시험을 위해 개발된 아크 제트 터널과 충격파 터널을 통 합한 극초음속 통합 시험 장비의 개발 과정, 이를 이용한 극초음속 통합 시험 결과 및 결과 분석에 대하여 소개합니다. 본 통합 시험 장비는 시험 모델을 예열하기 위한 소규모 휄스형 아크제트 터널, 이중 격막 구동 방식의 충격파 터널, 모델 이송 시스템이 단일 시험부에 통합되었습니다. 아크 제트 터널을 이용한 공력 가열로 시험 모델의 표면을 가열하여 벽 대 전온도 비율을 제어하고 연속된 충격파 시험을 수행하는 것에 중점을 두고 각 파트를 개발 및 성능 검증 시험을 완료하였습니다.
극초음속 통합 시험 장비의 개발 - K4: 통합 장비의 구성으로 아크 제트 터널과 충격파 터널에서 연속된 시험이 가능합니다. 아크 제트 터널은 직경 10 mm 평판 모델에 대하여 작동 유체가 질소일 때와 공기일 때 각각 1.99±0.03 MW/m2 , 1.97±0.01 MW/m2 열유속의 고엔탈피 유동을 시험부에 공급합니다. 충격파 터널은 24km의 압력 고도에서 마하 5의 비행을 재현하도록 개발되었습니다. 원뿔형 AL6061 구조의 테스트 모델은 최대 603 K까지 예열된 후 477 K에서 통합 시험을 거쳤습니다. 사전 시험을 통한 실험 결과 및 분석을 통해 본 극초음속 통합 시험 장비의 잠재력이 확인되었습니다. 개발된 장비는 극초음속 유동 조사 및 분석에 응용할 수 있는 가능성을 내포하고 있습니다. 이 시설은 공기역학 현상에 대한 이해를 크게 발전시켜 극초음속 차량 설계 및 성능 향상에 기여할 수 있을 것으로 기대됩니다. 원뿔형 시험 모델을 이용한 사전 시험을 통해 삭마 효과로 인한 시험 모델의 형태 변화를 모사하였습니다. 원뿔은 무딘 이중 원뿔 형태로 변형되었으며, 시험 모델 주위의 충격파 구조는 부착 충격파에서 분리된 궁형 충격파로 변하였고 분리 충격파, 재부착 충격파, 충격파 상호 작용 등 충격파 구조의 변화가 관측되었습니다. 이러한 사전 시험에서는 공기역학적 가열 효과로 인한 모델의 동적 변형과 그에 수반하는 충격파 구조 변화에 대한 통찰력을 제공하였습니다. 반구형 시험 모델을 이용한 사전 시험을 통해 시험 모델 예열 시간에 따른 표면 거칠기 변화를 확인할 수 있었습니다. 유동 가시화 결과에서는 명확한 차이가 보이지 않았지만, 관찰된 표면 거칠기의 변화는 추가 연구를 위한 목표를 제시하였습니다. 이러한 공기열역학적 현상이 공기역학적 힘에 미치는 영향을 조사하고 분석하기 위한 새로운 실험 기법 및 분석 기술의 개발이 필요하였습니다. 이를 위해 예열된 모델을 이용한 힘 측정 기법을 개발 및 적용하였습니다. 힘 측정 시험에 사용되는 충격파 터널의 정상 상태를 연장하기 위해 충격파 맞춤 조건을 적용하였습니다. 헬륨 (95.5 %)과 질소 (4.5 %)의 혼합 가스를 사용하여 고압관의 충전 상태를 최적화하였습니다. 본 기술은 충격파 터널의 정상 상태 (시험 가능 시간)을 증대시켜 힘 측정 시험 중 정상 상태 조건을 연장하는 데 기여하 였습니다. 충격파 맞춤 기술의 적용 전, 피토 압력의 정상 상태는 520 µs에서 2.8 ms로 크게 연장되었습니다. 이러한 시험 가능 시간의 연장은 힘 측정 시험의 결과 및 분석의 높은 신뢰성을 보장할 수 있습니다.
예열된 시험 모델을 이용한 힘 측정 기법 개발: 이 논문에서는 공기열역학적 현상, 특히 공기역학적 가열이 공력 힘에 미치는 영향을 조사하기 위해 극초음 속 통합 시험 장비에 적용된 새로운 힘 측정 기법을 소개합니다. 이 기법에는 힘 측정 테스트 중 준자유체 축 운동을 위한 예열된 모델 운송 시스템의 개발 내용 포함됩니다. 비교 평가 결과 예열된 모델의 항력 계수는 약 10 % 증가하는 것으로 나타났습니다. 이 결과에는 벽면 온도 효과와 표면 조도 효과가 중첩되어 있습니다. 개발된 시험 기법을 이용한 시험을 통해 절삭, 벽 온도 효과, 표면 조도 변화 효과 등 공기열역학적 현상이 항력 계수에 미치는 영향을 조사할 수 있습니다. 새롭게 개발된 힘 측정 기술은 극초음속 비행 물체의 비행 궤적을 예측하고 극초음속 비행체의 설계 및 성능을 향상시키는 데 중추적인 역할을 할 것으로 기대됩니다.
공기역학 현상이 공기 저항력에 미치는 영향 조사: 이 조사는 삭마에 의한 형상 변화, 벽 온도, 표면 조도, 기계 가공 표면, 벽 온도 및 표면 조도 효과가 통합된 현상이 항력 계수에 미치는 영향을 조사하였으며 중첩된 영향에서 각각의 영향에 대하여 분리 분석하였 습니다. 삭마에 의한 형상 변화로 인해 AL6061 재질로 제작된 원뿔형 시험 모델의 항력 계수가 2.67 % 상승하였습니다. 벽 온도 변화는 다양한 재질의 반구형 시험 모델에서 항력 계수에 상당한 변화를 가져왔으 며 벽 온도를 고려하지 않은 시험 결과 대비, 벽대 전온도 비율에 따라 STS303 모델 ((Tw/T0: 0.97)은 15.1 %, AL6061 모델 ((Tw/T0: 0.58)은 7.49 %, 구리 모델((Tw/T0: 0.58)은 9.83 % 상승 하였습니다. 가공 표면 거칠기 효과는 STS303(-5.65 %), AL6061(-1.10 %), 구리(-4.49 %)의 항력 계수 변화를 보였습니다. 또한 표면 조도에 따른 항력 계수는 AL6061 > 구리 > STS303 순으로 조사되었습니다. 이는 주사 전자 현미경을 이용한 표면 분석 결과, 표면 조도가 거친 정도와 동일하였습니다. 본 논문에서 제시한 통합 장비, 힘 측정 기법 및 결과는 극초음속 공기역학에 대한 이해를 크게 발전시켜
향후 국산형 극초음속 비행체를 개발하는 데 기틀을 마련할 것으로 기대됩니다.
