All-Speed Compressible Turbulent Flow Solver (ACTFlow) and Numerical Analysis of Nozzle Side-Loads during High-Altitude Testing

Abstract

본 연구에서는 항공우주공학 분야에 특화된 전 마하수 압축성 난류 유동 해석 프로그램 ACTFlow를 개발하고 코드 검증과 성능 분석을 수행한다. 또한, 비정상 유동 해석과 유체-구조 연성 해석을 바탕으로 고공환경 모사 시험의 엔진 시동 및 종료 과정에서 발생하는 노즐 측면 하중을 수치적으로 분석한다. ACTFlow는 항공우주공학 분야에서 관찰되는 여러가지 유동 현상에 대한 물리적 모델링과 최신의 수치기법을 적용한 전산유체역학 프로그램이다. 복잡한 형상에 대해서도 해석이 용이하도록 비정렬 혼합 격자계 기반의 유한체적법을 사용하고 있으며, 프로그램의 확장성, 재사용성, 유지보수성을 높이기 위해 C++ 언어를 사용하여 객체 지향 프로그램밍 방식으로 개발되었다. Method of manufactured solutions를 사용하여 수치기법이 코드에 올바르게 적용되었는지 검증하였으며, NASA Turbulence Modeling Resource에서 제공하는 문제들을 해석하여 난류 모델에 대한 검증도 수행하였다. 다음으로, ACTFlow의 성능을 분석하기 위해 세 가지 전기체 형상, NASA CRM(Common Research Model), NASA HL-CRM(High Lift Common Research Model), NASA C25F(Concept 25D Flow with Through Nacelle)에 대한 공력 해석을 수행하였다. 각 해석 케이스는 미국항공우주학회(AIAA)에서 개최한 전산유체역학 워크숍에서 사용되었으며, 각각 천음속, 아음속, 초음속 유동 해석에 해당한다. 또한, 모든 케이스가 억 단위의 격자를 사용하는 대규모 계산을 포함한다. 천음속 순항 항공기 형상인 CRM 해석에서 ACTFlow는 나셀과 파일런 장착에 따른 항력 변화를 풍동 시험과 동일하게 예측하였다. 아음속 이착륙 항공기 형상인 HL-CRM 해석에서는 고받음각에서의 공력을 워크숍 참가자들과 유사하게 예측하였다. 초음속 항공기 형상인 C25F 해석에서는 워크숍 참가자들에 비해 충격파와 팽창파 구조를 더 명확하게 포착하였다. 노즐 측면 하중 분석은 한국형발사체 3단 엔진 연소기에 대해서 수행되었다. 고공환경 모사 시험의 엔진 시동 및 종료 과정에 대한 비정상 유동 해석을 통해 측면 하중의 발생이 유동 박리 패턴의 천이뿐만 아니라 고공환경 모사 시험에서 발생하는 독특한 유동 현상에 크게 영향을 받는다는 것을 확인하였다. 특히 엔진 시동 과정에서는 노즐과 디퓨저 사이의 공간으로 유입되는 유동이 측면 하중 발생에 큰 영향을 주었다. 엔진 시동 초기 FSS(Free-Shock Separation) 상태에서 유입 유동과 노즐 유동의 상호작용이 노즐 출구 주변 압력을 진동시키며 측면 하중을 일시적으로 증가시켰다. 이후 RSS(Restricted-Shock Separation)로 천이가 발생하며 두 개의 측면 하중 피크가 관찰되었다. 노즐 유동이 다시 FSS로 천이되는 과정에서는 유입 유동이 노즐 확장부 역할을 하여 천이 과정을 부드럽게 만들었으며, 그 결과 측면 하중이 발생하지 않았다. 엔진 종료 과정에서는 디퓨저에서 발생하는 압력파가 측면 하중 발생에 큰 영향을 주었다. 압력파가 처음으로 노즐에 도달하는 순간, 노즐 유동이 RSS로 천이되었며 높은 진동수의 측면 하중이 발생하였다. 이후 두 번째 압력파가 노즐에 도달할 때 박리 패턴이 FSS로 천이되었으며 측면 하중이 일시적으로 증가하였다. 끝으로, 유체-구조 연성 해석을 통해 공탄성 효과가 측면 하중 크기에 영향을 준다는 것을 확인하였다. 특히, FSS-to-RSS 천이 과정과 RSS 상태에서 측면 하중이 크게 증가하였다.

The goal of this work is to develop All-Speed Compressible Turbulent Flow Solver (ACTFlow) focusing on aerospace engineering and conduct code verification and performance assessment. Additionally, the mechanism of nozzle side-loads during high-altitude testing is numerically investigated through time-accurate flow simulation and fluid-structure interaction (FSI) simulation. ACTFlow is a computational fluid dynamics solver designed to implement various physical modeling and state-of-the-art numerical techniques targeting flow characteristics in aerospace engineering. ACTFlow adopts a cell-centered finite volume method on unstructured mixed-element grids to easily handle three-dimensional complex geometry, and is written in C++ language based on object-oriented programming to increase extensibility, reusability, and maintainability. Code verification is carried out using the method of manufactured solutions. Turbulence models are verified using simulation cases provided by NASA Turbulence Modeling Resource. To analyze the performance of ACTFlow, aerodynamic simulations for the three full aircraft configurations, the NASA common research model (CRM), the NASA high lift common research model (HL-CRM), and the NASA concept 25D with flow through nacelle (C25F), are performed. These cases were used in three different AIAA CFD workshops, and represent transonic, subsonic, and supersonic flow simulations, respectively. Moreover, all cases include large-scale computations using more than 100 million solution points. In the CRM simulations, ACTFlow predicts the drag increment by the nacelle-pylon installation in perfect agreement with wind tunnel tests. In the HL-CRM simulations, results of ACTFlow are comparable to those of workshop participants. In the C25F simulations, ACTFlow captures shock and expansion wave structures more clearly than workshop participants. Nozzle side-load analysis is performed for the Korean Space Launch Vehicle II third-stage rocket engine combustor. Results of the three-dimensional time-accurate flow simulations for the engine startup and shutdown processes show that the side-loads are significantly affected by the unique flow features of high-altitude testing as well as the transition of the separation pattern. During the engine startup process, the flow entering through the gap between the nozzle and the diffuser affects the generation of side-loads. In free-shock separation (FSS), the interaction between the nozzle flow and the entrained flow causes pressure oscillations around the nozzle exit, resulting in unexpected side-loads. The transition to restricted-shock separation (RSS) produces two side-load peaks, but the retransition to FSS does not produce any side-loads owing to the smooth transition process caused by the entrained flow acting like a nozzle extension. During the engine shutdown process, the pressure waves produced by the impact of the diffuser flow breakdown affect the generation of side-loads. When the initial pressure wave reaches the nozzle exit, the nozzle flow is converted to RSS and side-loads occur with high frequency oscillation. The second pressure wave causes the RSS-to-FSS transition, which temporarily increases the side-load magnitude. Finally, through the FSI simulation, it is confirmed that the aeroelastic coupling phenomenon increases the side-load magnitude, particularly in the FSS-to-RSS transition and in the RSS pattern.