초록 ▼

Ⅳ. 연구개발결과
1. 우주비행기 형상 정의
재진입 시의 열 환경을 고려하여 선두부의 곡률 반경과 연직방향 상대적 위치를 파라미터로 정의하고 설계 데이터베이스를 구성하였다. 또한 다양한 형상의 유동해석을 위해 스프링 상사 기법이 개발 되었다.

2. 극초음속 영역 우주비행기 특성 분석
극초음속 영역에 대한 우주비행기의 유동 해석이 수행되었다. 또한 유동 해석 결과를 기반으로 선두부 형상에 따른 열공력적 특성 변화를 분석하였다.

3. 아음속 영역 우주비행기 특성 분석
아음속 영역에 대한 우

Ⅳ. 연구개발결과
1. 우주비행기 형상 정의
재진입 시의 열 환경을 고려하여 선두부의 곡률 반경과 연직방향 상대적 위치를 파라미터로 정의하고 설계 데이터베이스를 구성하였다. 또한 다양한 형상의 유동해석을 위해 스프링 상사 기법이 개발 되었다.

2. 극초음속 영역 우주비행기 특성 분석
극초음속 영역에 대한 우주비행기의 유동 해석이 수행되었다. 또한 유동 해석 결과를 기반으로 선두부 형상에 따른 열공력적 특성 변화를 분석하였다.

3. 아음속 영역 우주비행기 특성 분석
아음속 영역에 대한 우주비행기의 유동 해석이 수행되었다. 또한 유동 해석 결과를 기반으로 선두부 형상이 공력 특성에 미치는 영향을 분석하였다.

4. 우주비행기 형상 도출
우주 비행기의 아음속, 극초음속 영역에서의 열공력 특성에 기반하여 선두부 형상에 따른 최대 열유속 변화도와 전체 열전달량 변화도를 산출하였다. 또한 다양한 열 차폐 기준을 적용하여 필요한 TPS 도포 영역을 및 우주비행기 형상을 도출하였다.

(출처 : 요 약 문 4p)

Abstract ▼

The huge amount of resource is required to manufacture and to operate on a spaceplane. If a spaceplane can be used for multiple missions, the cost would be reduced as no resource required to manufacture another one. Reusable spaceplanes can be used not only in military purpose but also in commercial

The huge amount of resource is required to manufacture and to operate on a spaceplane. If a spaceplane can be used for multiple missions, the cost would be reduced as no resource required to manufacture another one. Reusable spaceplanes can be used not only in military purpose but also in commercial purpose. Therefore, reusable spaceplanes are under research around the world.
However, the spaceplane technology is closely related to the aerospace and military technology. Therefore, those technologies can hardly transferred internationally. Such circumstance implies that each of the countries should conduct the research on the reusable spaceplane on their own.
The reusable spaceplane is exposed to the harsh thermal environment during the re-entry process and enough amount of lift force is required to land safely. The resource required to develop the reusable spaceplane can be reduced if computational fluid dynamics is applied in the design process. In addition, operation cost can be decreased if the spaceplane is designed using a design optimization method.
In the present research project, the thermal and aerodynamic characteristics of spaceplane were studied through computational analysis, and the technique to design a shape of a spaceplane based on the predicted heat flux and lift was developed.

(출처 : SUMMARY 6p)

목차 Contents

• 표지 ... 1
• 제 출 문 ... 2
• 요 약 문 ... 3
• SUMMARY ... 6
• CONTENTS ... 7
• 목차 ... 8
• 제1장 서론 ... 9
• 제1절 연구개발의 목적 ... 9
• 제2절 연구개발의 필요성 ... 9
• 제3절 연구개발의 범위 ... 10
• 제2장 국내외 기술개발 현황 ... 11
• 제1절 국내 기술 개발 현황 ... 11
• 제2절 국외 기술 개발 현황 ... 12
• 제3장 연구개발수행 내용 및 결과 ... 14
• 제1절 전산 유동 해석 기법 ... 14
• 1. 유동 해석 기법 ... 14
• 제2절 우주비행기 형상 ... 19
• 1. 우주비행기 형상 매개변수 ... 19
• 2. 매개변수 대응 형상 정의 ... 20
• 3. 설계 최적화 데이터베이스 ... 23
• 4. 스프링 상사 ... 25
• 제3절 극초음속 영역 우주비행기 특성 분석 ... 26
• 1. 우주비행기 비행 조건 ... 26
• 2. 계산 격자 ... 27
• 3. 계산 결과 ... 27
• 제4절 아음속 영역 우주비행기 특성 분석 ... 34
• 1. 우주비행기 비행 조건 ... 34
• 2. 계산 격자 ... 34
• 3. 계산 결과 ... 35
• 제5절 우주비행기 형상 도출 ... 39
• 제4장 연구개발 목표 달성도 및 대외 기여도 ... 43
• 제5장 연구개발 결과의 활용계획 ... 44
• 제6장 참고문헌 ... 45
• 끝페이지 ... 47