Technologies associated with aircraft survivability and susceptibility to military armaments are critical factors in modern warfare. Technological advantage determines supremacy in the modern battlefield and, consequently, research into survivability is extremely important. Defense contractors are engaged in equipping fighter planes with stealth capabilities in the early stages of the design process in order to reduce susceptibility. The primary threats to aircraft survivability result from detection using radar and thermal infrared (IR) sensing. A number of detection systems have been developed in recent years, and this technology has become increasingly sensitive. Therefore, reducing the thermal and radar signatures of aircraft is an important area of technological development. Stealth technologies are effective in reducing the radar signatures of aircraft; however, losses from heat-seeking missiles are a significant issue affecting aircraft survivability, and so analyzing and reducing the IR signature of military aircraft is of critical importance.
The infrared signatures from hot engine parts pose major threats to military aircraft survivability. The IR signature can be predicted by analyzing the distribution of the rear fuselage temperature. Reducing the skin temperature at the rear of the fuselage is key to reducing susceptibility to heat-seeking armaments. In this study, a mathematical formulation and corresponding numerical schemes are introduced to predict the aircraft nozzle flow and the temperature distribution at the rear of the fuselage, and parametric studies are performed whereby the material characteristics of each component wall are varied, as well as the configuration of the nozzle wall. A heat shield placed between the nozzle wall and the outer casing of the engine can decrease the skin temperature at the rear of the fuselage. Therefore, numerical modeling of the fluid flow fields coupled with the radiative and conductive processes within the heat shield, nozzle, and casing were performed to determine the temperature distribution at the rear of the fuselage. The effect of the material properties and the dimensions of the heat shield were studied in order to determine their effects on the susceptibility of an aircraft.
IR signature emitted from aircraft exhaust plume varies across the electromagnetic spectrum. A real gas is a non-gray gas whose radiative properties such as absorption coefficient and scattering coefficients are function of wavelength, temperature, and partial pressure. A number of methods have been developed to consider spectral variations of radiation properties. In this study, the weighted sum of gray gases model (WSGGM) was adopted. A gray gas regrouping method was also applied for a computational efficiency. In a basic WSGGM, a non-gray gas is replaced by a number of gray gases with weighting factors which are expressed as functions of temperature. Compared to band model, the WSGGM is an efficient method with a reasonable computation cost. It cannot yield the spectral radiation intensity, however, because it is the total spectrum-based model. Meanwhile, the WSGGM based narrow band model determines the spectral radiance by calculating the absorption coefficients and weighting factors in each narrow band. In the case of mixture gases, the number of gray gases which are considered in a narrow band is very large, so the regrouping process should be introduced. In this study, the WSGGM based narrow band model with regrouping method was applied, which method satisfies both accuracy and efficiency for calculating the spectral radiance.
본 논문은 항공기 생존성 및 피탐지성 문제와 관련하여 후방동체 온도 저감 및 IR 신호 해석에 관한 연구를 다루고 있다. 항공기의 생존성을 향상시키기 위한 연구를 수행하기 위해서는 노즐 내/외부의 유동 및 열전달 현상을 정확히 예측하는 프로그램 개발이 선행되어야 한다. 그리고 개발된 프로그램을 기반으로 다양한 조건에 대하여 해석을 실시함으로써 IR 신호는 저감하면서도 항공기의 성능을 유지할 수 있는 설계 조건을 제공할 수 있게 된다.
이에, 문헌 조사를 통해 신뢰성 있는 해석 기법을 선정하여 추진기관의 열/유동 해석을 위한 프로그램을 구축하였다. 노즐 내부 유동과 외부 자유류, plume 영역을 모사하기 위해 각 영역에 대해 다중격자 시스템을 구성하였다. 해석 영역에 아음속과 초음속이 공존하기 때문에 전 속도 영역에 대해 정확하고 안정된 해를 구할 수 있도록 예조건화 기법이 적용된 Navier-Stokes 방정식을 해석하였다. 지배 방정식의 비점성항을 계산하기 위해 AUSM+-up 기법을 적용하였으며 점성항 계산에는 중앙차분법을 사용하였다. SST 모델을 이용하여 난류 해석을 하였고 복사전달 방정식을 풀기 위해 유한체적법을 적용하였다. 이와 같은 수치해석 기법을 적용하여 구성한 in-house 프로그램의 신뢰성을 확보하고자 JPL 노즐에 대해 유동 해석을 수행하였고 기존 연구 결과와 비교함으로써 프로그램의 신뢰성을 확인하였다.
해석 프로그램을 사용하여 항공기 피탐지성과 관련하여 노즐 유동 현상을 연구하였다. 노즐과 그 주위를 둘러싸고 있는 케이싱으로 구성된 후방동체에서 노즐 내부의 고온고압 기체와 케이싱 내부의 냉각 공기에 의해 열전달 현상이 발생하는데 그로 인해 각 벽면의 온도가 어떤 분포를 보이는지 살펴보았다. 또한 후방동체 온도에 영향을 미칠 수 있는 변수로서 노즐 벽면 재질의 열전도계수와 벽면 형상을 고려하여 해석을 수행하였고, 열 차폐막과 glass wool을 각각 적용하여 생존성 향상을 도모하고자 하였다.
항공기 plume에서 방사되는 파장별 IR 신호를 예측하기 위하여 비회색가스의 물성치를 계산하는 모델링에 대해 연구하였다. 일반적인 WSGGM 기법의 경우 파장별 특성을 파악할 수 없기 때문에 Narrow-Band Model을 기반으로 하는 WSGGM 기법을 도입하여 각 밴드별 신호를 해석하고자 하였다. 이 때, 혼합가스의 경우 계산 시간이 급격히 증가하는 문제가 발생하므로 재조합 과정을 모델링하여 계산의 효율성을 높이고자 하였다. 즉, 비회색가스의 특성을 효율적으로 모델링 할 수 있는 WSGGM-NB-Regroup 모델을 적용하여 파장별 복사 신호를 예측하였다. 또한, 열/유동 해석 시에는 파장에 따라 복사전달방정식을 풀 필요가 없기 때문에 기본 WSGGM을 사용하여 파장에 관계없이 복사 열전달을 계산하였고 열/유동 해석을 모두 마친 후 WSGGM-NB-Regroup 기법을 이용하여 post-processing 과정을 통해 파장에 따른 IR 신호를 해석해 주었다. 이런 일련의 과정에 대해 효율성 및 정확성 확인을 하였으며, 개발한 프로그램의 정확성과 신뢰성을 확보하고자 여러 가지의 1차원 모델에 대해 검증을 시도하여 참고문헌의 연구결과와 비교해 만족할만한 결과를 얻었다. 이런 검증을 통해 신뢰성이 확보된 프로그램을 이용하여 항공기 추진기관의 plume 영역에서 방사되는 IR 신호를 파장 별로 해석하고 그 특성을 파악하고자 하였다. 또한, 항공기에서 방사되는 복사 신호는 sensor와의 거리 및 sensor의 각도에 따라 탐지되는 양이 달라지기 때문에 이에 대한 고려가 필요하다. 개발된 내용을 바탕으로 하여 IR 신호 발생지점과 탐지기와의 거리 및 각도에 따른 신호 강도 변화를 살펴봄으로써 plume과 탐지기 간의 상관관계를 연구하였다.
