In this study, the measurement and the numerical analysis were conducted to investigate the characteristic and the reduction technology of the infrared signature emitted from the aircraft propulsion system. A micro turbine engine, which is a small scale model of a real gas turbine engine, was used to simulate an aircraft engine. In order to understand the influence of the shape deformation nozzle and the coated nozzle on the infrared signature characteristics, which are one of the infrared reduction technologies, theses nozzles were designed and manufactured. The engine operating conditions were drawn from the engine performance test which was carried out under subsonic flight conditions. The performance of the designed nozzles was analyzed with respect to the circular nozzle. At the same operating conditions, the results of the engine performance tests showed the similar thrust and fuel consumption of the nozzles compared to the circular nozzle, but the temperature of exhaust plume was decreased. A measurement system was constructed using a spectroradiometer to analyze the infrared signature characteristic of the plume exhausted from a micro turbine engine. The measurement of the infrared signature was performed by considering the correlation between the target and the detector. The reference data were acquired using a blackbody to calibrate the raw data, and the infrared signature of backgrounds were measured to obtain the contrast radiant intensity of the target. In this paper, the measurement technique and the signal processing method for obtaining spectral radiance from the raw data were presented. The variation of the spectral radiance according to the measurement position, view angle, and direction were observed. The radiance from the aircraft propulsion system were spectrally different. Also, for the predicting of infrared signature, input conditions of the simulation were adopted with the engine design and performance program. The results were verified by comparing the temperature of the exhaust plume with the experiment. The radiation properties were calculated using the radiation database, the infrared signature was predicted along the line-of-sight connecting the target and the detector. The numerical results showed good agreement with the present measured data. Also, the methodology was suggested to predict the infrared signatures under various flight conditions and detection conditions. It was found that the infrared signature emitted from a micro turbine engine has been experimentally and theoretically investigated by comprehensive measurements and simulations, and can be effectively used for the design and the employment of the stealth aircraft.
본 연구에서는 항공기 추진기관에서 방사되는 적외선 신호 특성 및 감소 기술에 대해서 연구하기 위해 적외선 신호 측정 실험 및 해석을 수행하였다. 항공기 추진기관을 모사하기 위해 실제 가스 터빈 엔진의 축소 모델인 마이크로 터빈 엔진을 사용하였다. 적외선 신호 감소 기술 중 배기 노즐의 형상 변형과 노즐 표면의 코팅이 적외선 신호 특성에 미치는 영향을 파악하기 위해서 변형된 노즐을 설계 및 제작하였다. 아음속 비행 조건에서 엔진 성능 실험을 수행하여 작동 조건을 도출하였고, 기본 원형 노즐 대비 제작된 노즐들의 엔진 성능을 분석하였다. 이를 통하여 동일한 작동 조건에서 엔진 성능 분석을 통해 원형 노즐 대비 형상 변형 및 코팅 노즐의 추력 및 연료소모량의 차이는 미미하였지만, 배기 플룸 온도는 감소함을 확인하였다. 적외선 신호 특성을 분석하기 위하여 분광복사기를 사용하여 측정 시스템을 구축하였고, 표적과 탐지기와의 상관관계를 고려하여 배기 플룸과 노즐 벽면의 적외선 신호를 측정하였다. 원 데이터에 대한 보정을 위하여 흑체를 사용하여 기준 데이터를 획득하였고, 배경대비 표적의 신호를 얻기 위해 배경에 대한 적외선 신호도 함께 측정하였다. 또한, 본 연구에서는 항공기 추진기관에서 방사하는 적외선 신호 계측 기법과 측정된 원 데이터로부터 스펙트럼 복사량을 도출하는 신호 처리 방법을 제시하였다. 측정 위치, 각도, 방향에 따라 변화하는 스펙트럼 복사량의 특성을 관찰하였으며, 추진기관과 배기 플룸에서 방사하는 복사량은 스펙트럼별로 상이함을 확인하였다. 이와 함께, 항공기에서 방사되는 적외선 신호를 예측하기 위해 열유동 해석을 수행하였으며, 엔진 설계 및 성능 프로그램을 이용하여 해석 시 입력 조건을 도출하였다. 해석 결과는 실험으로부터 측정한 배기 플룸 온도 비교를 통해 검증하였다. 복사 데이터베이스를 활용하여 복사 물성치를 도출하였으며, 표적과 탐지기를 잇는 가시선을 따라 적외선 신호를 예측하였다. 동일한 조건에서 예측한 적외선 신호는 측정값을 잘 모사하는 것을 확인하였으며, 다양한 비행 및 탐지 조건에서 적외선 신호 변화를 예측할 수 있는 방법론을 제시하였다. 본 연구에서 마이크로 터빈 엔진에서 방출되는 적외선 신호를 종합적인 측정 및 예측을 통해 실험적 및 이론적으로 연구하였으며, 스텔스 항공기의 설계 및 항공기 운용 단계에서 유용하게 활용할 수 있을 것이다.
