모형 추진기 캐비테이션 관찰 및 소음계측시험은 선박해양플랜트연구소(KRISO) 대형캐비테이션터널에서 수행하였다. KRISO 대형캐비테이션터널은 완공이후부터 많은 상선과 함정, 수중함, 수중무기체계의 추진기 캐비테이션 모형시험을 수행해 오고 있다. KRISO 대형캐비테이션터널은 길이 60 m, 높이 22.5 m, 폭 6.5 m을 가지며 미 해군 연구소의 대형캐비테이션터널(LCC)에 이어 전 세계 두 번째로 큰 터널로 상선 시험시설로는 세계에서 가장 큰 터널로 알려져 있다. 시험이 이루어지는 관측부는 폭 2.8 m, 높이 1.8 m, 길이 12.5 m이며 관측부 최고유속은 16.5 m/s, 터널 내부압력을 0.02 bar ~ 3.5 bar까지 조절이 가능하여 다양한 압력 및 추진기 하중조건에서 시험이 가능하다. 이 시험이 수행된 대형캐비테이션터널의 형상과 시험이 이루어지는 관측부를 Fig. 1과 Fig. 2에 나타내었다.

Fig. 1 
Schematic diagram of the KRISO large cavitation tunnel

Fig. 2 
Test section of the KRISO large cavitation tunnel

모형 추진기의 구동 및 힘의 측정을 위하여 어뢰 형상의 동력계를 제작, 활용하였다. 시험에 활용된 동력계 및 구동모터는 회전수 3500 r/min, 추력 2200 N, 토크 120 N·m까지 계측이 가능하다.

추진기 소음은 터널 관측부 하부에 설치된 소음센서를 활용하였고 센서를 통해 계측된 소음신호는 증폭기를 통해 소음획득시스템(data acquisition system)으로 신호를 계측하였다.

Fig. 3과 Table 1에 모형 추진기의 형상과 주요제원을 나타내었다. 모형 추진기는 고정피치 추진기로 직경 0.25 m로 황동으로 제작되었다.

Fig. 3 
Model propeller (CAD & manufactured)

추진기 캐비테이션 및 소음시험은 Fig. 4와 같이 모형 추진기를 제작된 동력계의 전방에 고정시키고 허브 캡을 부착하였으며 대형캐비테이션터널 관측부의 중앙에 위치하도록 하였다.

Fig. 4 
Set-up

모든 시험조건에서 추진기 캐비테이션 패턴은 스트로보스코프와 축 시그널을 동기화하여 캠코더와 디지털카메라를 이용하여 관찰, 영상을 저장하였다.

소음계측시스템은 수중 청음기, 신호조절 증폭기 및 데이터계측시스템으로 구성되어 있다. 수중청음기에서 계측된 신호는 신호조절증폭기로 증폭된 후 데이터계측시스템에 의해 256 kHz의 샘플링 속도로 저장되어 100 kHz의 주파수까지 분석하였다. 이 시험에서는 각 케이스 별로 60초간의 데이터를 계측하여 소음특성을 분석하였다.

추진기 소음계측은 세 단계로 수행되었다. 먼저 기 설정된 추진기 전진비 및 캐비테이션 수 조건에서 모형추진기의 캐비테이션 관찰시험과 동시에 추진기 소음계측시험을 수행한다. 이후 추진기소음을 계측한 동일조건에서 추진기를 제거한 상태에서의 배경소음을 계측한다. 배경소음은 캐비테이션 터널 내부의 유동소음, 추진기를 구동하기 위한 모터, 축계 등 기계류 소음, 청음기 설치방법 등에 따른 유동소음 등 관심 소음원인 추진기를 제외한 모든 소음을 의미하며 첫 번째 단계에서 계측된 추진기소음이 배경소음보다 커야지만 추진기소음 계측 결과가 의미를 가질 수 있다. 일반적으로 계측된 추진기소음 신호가 배경소음보다 6 dB 이상 큰 경우 계측된 추진기소음 결과가 유효성을 가진다고 알려져 있으며 추진기소음과 배경소음의 차가 6 dB보다 작을 경우 식 (1)과 같이 계측된 음압에서 배경소음을 고려한 배경소음보정(background noise correction)하여 결과를 도출한다⁽⁸⁾.

이 연구의 경우 추진기 캐비테이션이 발생하였을 때 전 주파수 영역에서 추진기소음이 유효성을 가져 배경소음보정 없이 계측된 결과를 활용하여 소음을 분석하였다. 세 번째 단계는 전달함수 계측시험이다. 일반적으로 소음시험이 이루어지는 대형캐비테이션터널 관측부는 무한음장이 아닌 닫혀진 공간으로 터널내부의 반향(reverberation) 효과와 수중청음기의 설치상태 등 소음계측시스템의 구성, 소음원과 소음계측부 사이의 거리 등에 영향을 받는다. 따라서 측정된 추진기소음을 자유음장에서의 결과로 변환하기 위하여 소음원과 소음계측시스템 사이의 전달손실과 반향효과들을 고려한 상관관계를 계측하여야 한다.

• L_S : 무한 음장에서의 음원 준위 (dB re 1uPa@1m)
• L_v : 소음계측 시스템에서 계측된 결과
• T.F : 소음원에서 발생된 소음이 계측부까지 전달되는 함수

전달함수 계측시험은 음원준위를 알고 있는 소음원을 관심 소음원인 추진기 위치에 설치하여 전달함수를 계측한다. 그러므로 추진기의 소음원 준위는 식 (2)와 같이 표현할 수 있다⁽⁹⁾.

이 연구에서 수행한 모형시험 조건은 Table 2와 같다.

전진비(J)를 고정한 상태에서 터널내부압력을 조절하여 동일 추력계수(K_T)에서 캐비테이션 수(C_v)를 변화시켰다. 추진기 날개 끝단 속도에 대한 추진기 축의 전진속도 비를 나타내는 전진비, 추력계수, 캐비테이션 수는 식 (3) ~ (6)과 같은 무차원 계수로 나타낼 수 있다.

여기서, V_A와 ρ는 관측부에서의 터널내부 유속과 작동유체의 밀도를 나타내며 n과 D는 각각 모형추진기의 회전수 및 직경을 의미한다. T는 추진기의 추력을 의미하며 캐비테이션 수를 나타낼 때의 변수 p₀와 p_v는 각각 터널내부 정압과 증기압을 의미한다. 일반적으로 추진기 캐비테이션 수는 추진기 회전수를 고려한 식 (5)와 같은 C_n을 많이 활용하지만 이 시험에서는 국외 타 연구기관과의 시험결과 비교를 위하여 식 (6)과 같이 관측부에서 터널 내부유속으로 정의한 C_v를 기준 캐비테이션수로 정의하였다.

추진기 캐비테이션 패턴은 동일 캐비테이션 수 시험조건에 따라 Fig. 5에 나타내었다.

Fig. 5 
Cavitation pattern

추진기 캐비테이션 패턴은 동일 캐비테이션 수에서 전진비 J = 0.5인 경우보다 전진비 J = 0.4에서 많은 캐비테이션 발생량을 보여주고 있다. 이는 Table 2에서 보듯이 낮은 전진비에서 추진기에 더 큰 하중이 가해졌기 때문이다. 시험조건 4의 경우는 완전 비공동 상태이며, 동일 전진비에서는 캐비테이션 수가 낮아짐에 따라 날개 끝 와류 캐비테이션(tip vortex cavitation) 발생량이 커지고 추진기 얇은 층 캐비테이션(propeller sheet cavitation)의 발생면적이 넓어짐을 확인할 수 있다.

이 시험의 모든 조건에서 과도한 얇은 층 캐비테이션은 관찰되지 않았으며 캐비테이션으로 인한 추력감소 역시 계측되지 않았다.

추진기 캐비테이션 변화에 따른 추진기소음 결과는 캐비테이션 수와 전진비 두 가지 변수에 따라 비교할 수 있다. 즉, 동일 추력에서 캐비테이션 수에 따른 비교와 동일 캐비테이션 수에서 추진기 추력의 변화에 따른 추진기 캐비테이션-소음의 상관관계를 분석하였다.

Fig. 6은 전진비 J = 0.4인 경우에 캐비테이션 수 변화에 따른 최종 추진기소음을 비교한 결과이다. 모든 시험조건에서 5 kHz와 7 kHz 부근 주파수 대역에서 명음(singing) 소음이 계측되었다. Fig. 5의 전진비 0.4인 경우 캐비테이션 패턴 결과에서 보듯이 캐비테이션 수가 낮아짐에 따라 날개 끝 와류 캐비테이션과 얇은 층 캐비테이션 발생면적이 넓어지고 있으며 저주파 대역을 비롯한 전 주파수 영역에서 소음이 증가하는 것을 확인할 수 있다. 특히 시험조건 1과 시험조건 2의 결과를 비교해보면 추진기 캐비테이션 발생영역이 넓어짐에 따라 명음소음이 점차 줄어들고 캐비테이션에 의한 소음이 커지는 것을 볼 수 있다. 추진기 명음은 추진기 날개의 국부 고유진동수와 날개 뒷전의 와류흘림주파수(vortex shedding frequency)가 일치하면서 발생하는 일종의 공진 현상에 의한 소음이다⁽¹⁰⁾. 이 시험의 경우 추진기 캐비테이션의 발생량과 발생 부위가 증가하면서 캐비테이션에 의한 추진기 날개 뒷전의 와류흘림주파수가 불규칙해져 명음소음이 감소한 것이다. 이는 명음소음이 영향을 주고 있는 1 kHz ~ 10 kHz 대역에서 캐비테이션 발생량이 커진 시험조건 2가 캐비테이션 발생량이 적은 시험조건 1에 비하여 소음이 작아진 결과와 얇은 층 캐비테이션이 주로 영향을 미치는 저주파 대역의 소음은 약 20 dB 이상 증가한 결과에서 확인할 수 있다.

Fig. 6 
Effect of cavitation number on propeller noise (J = 0.4)

전진비 0.5인 경우에서도 유사한 소음결과를 보여주고 있다. 비공동 상태인 시험조건 4는 저주파대역에서 매우 낮은 소음수준을 나타내고 있고 전진비 0.4인 경우와 마찬가지로 4 kHz ~ 7 kHz 사이에서 강한 명음소음이 계측되었다. 시험조건 5에서 캐비테이션 수가 낮아져 날개 끝 와류 캐비테이션이 발생하였으며 이로 인해 1 kHz 부근에서 급격한 소음증가가 계측되었다. 캐비테이션 수가 더 낮아진 시험조건 6은 리본 형상의 날개 끝 와류 캐비테이션과 얇은 층 캐비테이션이 발생하여 저주파 대역에서 20 dB 이상의 소음증가와 날개 끝 와류 캐비테이션의 영향을 받는 고주파대역의 소음 역시 증가하였다⁽¹¹⁾.

Fig. 7 
Effect of cavitation number on propeller noise (J = 0.5)

두 번째는 추진기 추력에 따른 소음변화에 대하여 고찰하였다. Table 2에서 보듯 전진비에 따라서 추력계수의 차이가 있으며 이는 전진비 0.4인 경우가 전진비 0.5인 경우보다 추진기가 내는 추력이 더 큰 것을 의미한다. 동일 캐비테이션 수에서 추진기가 발생하는 추력에 따른 추진기 캐비테이션과 소음의 변화에 대하여 분석하였다.

Fig. 8은 시험조건 1과 시험조건 4를 비교한 것으로 캐비테이션 수(C_v = 13.3)가 동일한 상태에서 추력계수가 각각 0.255, 0.203인 경우의 소음을 비교한 결과이다.

Fig. 8 
Effect of propeller loading on propeller noise (C_v = 13.3)

추진기 하중 즉, 추진기에서 발생하는 추력이 클수록 발생하는 캐비테이션의 양이 증가하며 이로 인해 추진기 소음이 증가하는 것을 볼 수 있다⁽¹¹⁾. 특히 시험조건 4의 경우는 비공동 상태이고 동일 캐비테이션 수에서 하중이 증가한 시험조건 1은 성장한 얇은 층 캐비테이션이 발생하여 저주파수 대역에서 소음이 증가하였다. 고주파 대역에서도 날개 끝 와류 캐비테이션의 발생과 성장으로 비공동상태일 때보다 1 kHz ~ 3 kHz 대역의 소음이 증가하였다. 또한 전진비 변화로 인하여 날개 뒷전의 와류 흘림 주파수가 바뀌어 명음 주파수도 변화한 것을 볼 수 있다⁽¹²⁾.

Fig. 9는 캐비테이션 수 8.1인 조건에서의 추진기 추력변화에 따른 소음결과이다. 앞선 Fig. 8은 비공동상태와 캐비테이션이 발생한 상태에서의 소음의 차이를 보여준다면 Fig. 9는 동일한 날개 끝 와류 캐비테이션의 강도 변화에 따른 소음변화를 볼 수 있다. 시험조건 5는 모든 블레이드에서 날개 끝 와류 캐비테이션이 약하게 발생한 상태이며 시험조건 2는 동일 캐비테이션 수에서 추진기 추력이 증가하여 날개 끝 와류 캐비테이션의 강도가 커져 리본 형상의 강력한 날개 끝 와류 캐비테이션과 추진기 반경의 약 80 %(0.8 R) 정도까지 얇은 층 캐비테이션이 발생한 상태이다.

Fig. 9 
Effect of propeller loading on propeller noise (C_v = 8.1)

앞선 시험결과와 같이 캐비테이션이 성장해 감에 따라 명음에 의한 토널성분 소음은 줄어들고 있다. 이 비교결과에서 고주파대역의 소음은 날개 끝 와류 캐비테이션의 발생량이 많아져도 크게 증가하지 않은 것을 볼 수 있다. 오히려 명음소음의 감소로 캐비테이션 발생량이 더 많은 시험조건 2에서 고주파대역 소음이 작아진 것을 볼 수 있다. 캐비테이션 소음은 발생한 공동의 체적변화 가속도에 비례하는데 이 시험은 균일류 조건에서 시험이 수행되어 날개 끝 와류 캐비테이션의 발생량은 차이를 보이고 있지만 와류 캐비테이션 내의 버블들의 체적변화는 발생량에 비하여 크지 않아 고주파대역에서는 유사한 소음수준을 보이는 것으로 사료된다⁽¹¹⁾. 특히 Fig. 9의 결과에서 1 kHz 주파수 대역의 소음은 캐비테이션 발생량이 많은 시험조건 5에서 더 작아지는 특이한 현상을 보여주고 있다. 일반적으로 날개 끝 와류 캐비테이션 초생(inception)은 1 kHz 주변 주파수에 영향을 준다고 알려져 있다⁽⁸⁾. 시험조건 5의 경우 날개 끝 와류 캐비테이션이 약하게 발생하는 초생과 가까운 조건이기 때문에 추진기회전에 따라 캐비테이션의 불안정성이 큰 상태라 볼 수 있다. 이러한 캐비테이션의 불안정성으로 인해 캐비테이션이 안정적으로 발생하는 시험조건 2의 경우에 비하여 1 kHz 주변 주파수 대역의 소음이 크게 발생하였다. 하지만 추진기 날개에서 얇은 층 캐비테이션이 발생한 경우는 거시적 운동특성을 새로운 소음원이 생성되어 저주파대역에서 소음이 증가함을 볼 수 있다.

위의 추진기 캐비테이션 패턴과 발생소음과의 상관관계를 살펴보면 날개 끝 와류 캐비테이션이 발생할 경우 1 kHz 대역 부근에서 급격한 소음의 증가가 발생하며 날개 끝 와류 캐비테이션의 발생량이 증가함에 따라 주변 주파수대역으로의 소음증가 현상이 나타나고 있다. 하지만 날개 끝 와류 캐비테이션의 발생량의 증가에 비하여 고주파 대역의 소음증가는 크지 않았으며 얇은 층 캐비테이션의 발생은 1 kHz 이하의 저주파대역에 영향을 주는 것으로 나타났다.