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[국내논문] 중/고고도 영역에서의 우주발사체 주위 유동에 대한 수치적 연구
Numerical Investigation of Flows around Space Launch Vehicles at Mid-High Altitudes 원문보기

한국항공우주학회지 = Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, v.47 no.1, 2019년, pp.9 - 16  

최영재 (Department of Aerospace Engineering, Korea Advanced Institute of Science and Technology) ,  최재훈 (Aircraft System Division, Korea Aerospace Research Institute) ,  권오준 (Department of Aerospace Engineering, Korea Advanced Institute of Science and Technology)

초록
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본 연구에서는 중/고고도 영역에서 운행되는 우주발사체 주위 유동에 대한 해석을 효율적으로 하기 위해 삼차원 Navier-Stokes 방정식을 해석하는 비 정렬 격자 기반의 맥스웰의 미끄럼 경계조건이 적용된 유동 해석자를 개발하였다. 유동해석자의 검증은 축대칭 형태의 blunted cone-tip 형상에 대한 해석을 통해 수행하였다. 해석 결과는 타 연구자의 실험 및 직접모사법 해석 결과와 비교를 통해 일치하는 결과를 확인하였고, 속도 슬립 및 온도 점프에 대한 예측을 통해 본 유동해석자의 신뢰성을 확보하였다. 검증된 해석자를 이용하여 고도 86km의 중/고고도 영역에서 마하수 6으로 비행하는 우주발사체에 대한 유동 해석을 수행하였으며, 중/고고도 영역에서 나타나는 유동 현상들에 대해 고찰하였다.

Abstract ▼ AI-Helper 아이콘AI-Helper

In the present study, to investigate flows around space launch vehicles at mid-high altitudes efficiently, a three-dimensional unstructured mesh Navier-Stokes solver employing a Maxwell slip boundary condition was developed. Validation of the present flow solver was made for a blunted cone-tip confi...

Keyword

#우주발사체   #전산유체역학   #희박기체 유동   #미끄럼 경계조건   #속도 슬립   #온도 점프  

AI 본문요약
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문제 정의

  • 따라서 중/고고도 영역의 수치적인 유동 해석을 위해서는 보다 효율적인 유동 해석 기법이 요구된다. 이를 위하여 본 연구에서는 CFD 기법을 이용하여 중/고 고도 영역의 유동을 해석할 수 있는 방법에 대한 연구를 수행하였다.
  • 본 연구에서는 중/고고도 영역에서 고속으로 비행하는 우주발사체 주변의 유동을 효율적으로 해석하는 기법을 개발하기 위하여 Maxwell 타입의 미끄럼 경계조건을 본 연구진에서 보유하고 있는 삼차원 비정렬 격자계 CFD 유동 해석자에 구현하는 연구를 수행 하였다. 이 때, 구현한 미끄럼 경계조건을 검증하기 위해 축대칭 Blunted cone-tip 형상 주위의 유동해석을 수행하였으며, 검증된 CFD 해석자를 중/고고도의 천이 유동 영역에서 비행하는 우주발사체 형상에 적용하여 해석을 수행하였으며, 우주발사체 형상으로는 Langley Glide–Back Booster(LGBB) Two Stage To Orbit(TSTO) 비행체[6-10]를 고려하였다.
  • 본 연구를 통해 개발된 미끄럼 경계조건을 적용한 삼차원 CFD 유동 해석자를 이용하여 중/고고도 영역에서 우주발사체의 공력 특성 예측에 대한 연구를 수행하였다. 본 연구에서 해석에 사용한 형상은 LGBB TSTO 비행체이다.
  • 상부에 위치한 것이 부스터(Booster), 하부에 위치한 것이 오비터(Orbiter)이다. 본 연구에서는 고도 46km의 실험 조건과 동일한 마하수에 대해 보다 높은 중/고고도 환경에서 분리 운동 시 부스터와 오비터 간 상호 위치에 따라 발생하는 유동을 예측하기 위해 고도 86km 환경을 고려하여 각 위치에 따라 정상상태 해석을 수행하였다. 고도 46km 조건에서의 일부 실험 결과[6]와 비교하여 비행체에 작용하는 힘 및 모멘트에 대한 경향을 파악하였다.
  • 본 연구에서는 중/고고도 영역의 연속체-희박기체 천이 유동장의 효율적인 해석을 위하여 Maxwell의 미끄럼경계조건을 적용한 삼차원 CFD 유동 해석자를 개발하였으며, 이를 검증하기 위해 이차원 원형 실린더 형상과 삼차원 Blunted Cone 형상 주위의 연속체-희박기체 천이 유동장 해석을 수행하였다. 해석 결과를 실험값 및 타 연구자의 해석결과와 비교한 결과, 본 연구에서 개발된 CFD 유동 해석자가 희박기체 영역의 물체 표면에서 발생하는 속도 미끄럼 및 온도 점프 현상을 잘 모사하며 DSMC 기법보다 효율적으로 연속체-희박기체 천이 유동장에 대한 유동 해석을 수행하는 것을 확인하였다.
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질의응답

핵심어 질문 논문에서 추출한 답변
중/고고도 영역은 어떤 영역인가? 중/고고도 영역(고도 약 80~100km)은 우주발사체가 지상에서부터 우주로 나아가는 과정에 필연적으로 경험하게 되는 영역으로, 연속체 영역과 희박기체 영역의 경계에 해당되는 복합적인 유동 특성을 갖는 영역이다. 그러므로 우주발사체 개발에 있어 중/고고도 영역에서 우주발사체 주변 유동의 특성을 파악하는 것은 중요한 요소 중 하나이다.
일반적인 CFD 기법은 어떤 방정식을 지배방정식으로 하는가? 일반적인 CFD 기법은 연속체 가정을 기반으로 하는 Navier-Stokes 방정식을 지배방정식으로 하며, 점착 경계조건 (no-slip boundary condition)을 사용하기 때문에 중/고고도 영역의 상대적으로 희박한 유동장의 물리적인 현상을 모사할 수 없다는 단점을 가지고 있다. 그러나 희박기체 영역에서 발생하는 속도 슬립(velocity slip) 및 온도 점프(temperature jump) 현상을 모사하는 경계조건인 미끄럼 경계조건 (slip boundary condition)을 CFD 기법에 적용하면 DSMC 기법에 비해 효율적으로 일부 희박기체 영역에 대한 유동 해석을 수행할 수 있게 된다.
중/고고도 영역에서 우주발사체 주변 유동의 특성을 실험으로 파악하기 어렵기 때문에 필요한 연구는 무엇인가? 그러므로 우주발사체 개발에 있어 중/고고도 영역에서 우주발사체 주변 유동의 특성을 파악하는 것은 중요한 요소 중 하나이다. 하지만 이를 실험 을통해 분석하는 것은 현실적인 어려움이 동반되기 때문에, 중/고고도 영역의 유동에 대한 수치적 연구가 필요하다. 이때 초고고도 영역(고도 100km 이상)에서는 유동이 희박하기 때문에 DSMC 기법[1]을 이용한 해석이 가능하지만, 연속체 영역과 희박기체 영역의 경계에 해당하는 천이영역(transition flow regime)인 중/고고도 영역에서는 DSMC 기법을 이용한 해석은 공학적인 측면에서 비효율적이다.
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참고문헌 (14)

  1. Bird, G. A., Molecular Gas Dynamics and the Direct Simulation of Gas Flows, Clarendon, Oxford, 1994. 

  2. Lockerby, D. A., Reese, J. M., Emerson, D. R., and Barber, R. W., "Velocity boundary condition at solid walls in rarefied gas calculations," Physical Review E., Vol. 70, 2004, Paper 017303. 

  3. Lockerby, D. A., Reese, J. M., Barber, R. W., and Emerson, D. R., "Geometric and Constitutive Dependence of Maxwell's Velocity Slip Boundary Condition," AIP Conference Proceedings, Vol. 761, No. 1, 2005, pp.725-730. 

  4. Wang, W., and Boyd, I. D., "Hybrid DSMC-CFD Simulation of Hypersonic Flow Over Sharp and Blunted Bodies," AIAA Thermophysics Conference, 2003-3644, 2003. 

  5. Myong, R. S., "Gaseous Slip Model Based on the Langmuir Adsorption Isotherm," Physics Fluids, Vol. 16, No. 1, 2004, pp.104-117. 

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  6. Pamadi, B. N., Tartabini, P. V., and Starr, B. R., "Ascent, Stage Separation and Glideback Performance of a Partially Reusable Small Launch Vehicle," AIAA paper, 2004-0876, 2004. 

  7. Murphy, K. J., Buning, P. G., Pamadi, B. N., Scallion, W. I., and Jones, K. M., "Overview of Transonic to Hypersonic Stage Separation Tool Development for Multi-Stage-to-Orbit concept," AIAA paper, 2004-2595, 2004. 

  8. Pamadi, B. N., et al., "Simulation and Analysis of Staging Maneuvers of Next Generation Reusable Launch Vehicles," AIAA paper, 2004-5185, 2004. 

  9. Murphy, K. J., and Scallion, W. I., "Experimental Stage Separation Tool Development in NASA Langley's Aerothermodynamics Laboratory," AIAA paper, 2005-6127, 2005. 

  10. Pamadi, B. N., et al., "Simulation and Analysis of Stage Separation of Two-Stage Reusable Launch Vehicles," Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 44, No. 1, 2007, pp.66-80. 

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  11. You, J. Y., and Kwon, O. J., "Blending of SAS and Correlation-based Transition Models for Flow Simulation at Supercritical Reynolds Numbers," Computers & Fluids, Vol. 80, 2013, pp.63-70. 

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  12. Gokcen, T., and MacCormack, R. W., "Nonequilibrium Effects for Hypersonic Transition Flows Using Continuum Approach," Proceedings of 27th Aerospace Science Meeting, AIAA paper, 1989-0461, 1989. 

  13. Holden, M. S., "Measurement in Regions of Laminar Shock Wave/Boundary Layer Interaction in Hypersonic Flow - Code Validation," CUBRC Report in CD-ROW, 2003. 

  14. Lofthouse, A., "Nonequilibrium Hybersonic Aerothermodynamics Using the Direct Simulation Monte Carlo and Navier-Stokes Models," Ph.D. Dissertation, Univ. of Michigan, Ann Arbor, USA, 2008. 

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