우주비행기 지구재돌입 최적궤적 및 열전달량 해석연구

Abstract

본 논문에서는 재돌입 궤적 최적화 연구들과 관련된 문헌들을 조사하고 그를 바탕으로 해석 프로세스를 세워 연구를 수행하였다. 열차폐시스템을 설계하기 위해서는 크게 궤적 해석, 열공력 해석, 소재 특성을 반영한 구조 열거동 해석의 세 단계의 해석 절차가 진행되어야 한다. 이에 기반하여 본 논문에서는 생존성 분석 프로그램을 이용한 최적 궤적 도출 및 특정 해석 시점을 선정해 CFD 해석을 통한 열전달량 분포 해석을 수행하였다. 일반적으로 궤적 최적화 연구들은 우주비행기 선두부 열전달량만을 목적함수로 두고 궤적 최적화를 진행하는 경우가 많지만 소재 특성을 고려하여 효율적인 열차폐소재 배치를 위해서는 우주비행기 형상 전체에 대한 열전달량 분포를 해석할 필요가 있다. 생존성 분석 프로그램으로는 SAPAR를 사용하였고 이를 개선해 modified Newtonian method를 이용하여 임의의 우주비행기 형상에 대해 적은 계산 비용으로 공력 해석이 가능하게 하였으며, 근사식을 이용해 선두부 열전달량을 예측 가능하도록 하였다. 또한, 뱅크각 변화를 반영할 수 있도록 SAPAR를 개선해 뱅크각이 궤적 설계에 미칠 수 있는 영향을 분석하였다. Space Shuttle과 X-37B 형상에 대해 SAPAR 결과를 도출한 후, CFD 해석을 수행하였으며 선두부 이외에도 날개 leading edge, 미익 등에서도 높은 열전달량이 발생할 수 있음을 확인했고 충격파 겹침 가능성에 대해서도 확인했다.

This paper deals with the literature investigation related to the re-entry trajectory optimization studies and an analysis process was established based on that investigations. To design the thermal protection system, three steps of analysis procedures should be performed: trajectory analysis, aeroheating analysis, and structural thermal analysis. Based on this process, the optimal trajectory was derived using the survivability analysis program, and a specific analysis point was selected to analyze the heat flux distribution through CFD analysis. In general, trajectory optimization studies perform trajectory optimization with only the heat flux amount at the nose of the spaceplane as the objective function. However, to deploy thermal protection materials efficiently, it is necessary to analyze the heat flux distribution over the entire spaceplane shape. SAPAR was used as a survivability analysis program, and the modified Newtonian method was applied to perform the aerodynamic analysis using a small computational cost for an arbitrary spaceplane shape. Also, to predict the nose heat flux amount it uses the approximate equation. SAPAR was improved to reflect changes in bank angles, and the effect of bank angles on trajectory design was analyzed. After deriving SAPAR results for the Space Shuttle and X-37B shapes, CFD analysis was performed. It was confirmed that high heat flux concentration can occur on the leading edge of the wing, tail, etc. These phenomena can occur for shock- wave/boundary-layer interactions.