경험적 열공력 관계식을 이용한 재돌입 비행체의 다목적 형상 최적설계

Abstract

CFD 기반의 열공력 해석 방법은 정확한 결과를 제공하나, 계산을 위해 큰 비용과 많은 시간이 요구되므로 여러 유동조건 및 형상에 대한 반복적인 해석을 요구하는 설계 초기 단계에서는 그 활용이 제한적이다. 따라서 본 연구에서는 CFD의 대안적인 방법으로 반경험적 열공력 관계식을 이용하여 빠른 해석을 수행하는 신속 열공력 해석 프로그램을 개발하였으며, 극초음속 유동에 대해 개선된 공력 모델과 열 모델을 추가 구축하였다. 개발된 신속 열공력 해석 프로그램을 여러 극초음속 비행체 형상에 적용한 결과 약 1초 미만의 시간으로 전 비행 궤적에 대해 비행체 표면의 중심선을 따른 열공력 해석이 가능했으며 신뢰성 있는 수준의 열공력 해석 결과를 제공함을 확인하였다. 유전알고리즘을 활용한 최적화에 개발한 신속 열공력 해석 프로그램을 적용하여 다목적 최적 형상 설계 프레임워크를 제시하였으며 적재성능, 총 흡수 열, 탄도계수에 대해 최적 설계를 수행하였다. Baseline 형상의 비행 궤적을 유동 조건으로 고려하였으며 기본 형상보다 목적함수 뿐만 아니라 질량, 항력, 정체점 열전달률에 대해 향상된 성능을 보이는 최적 형상을 약 수 분 이내에 도출할 수 있었다.

CFD-based analysis methods provide accurate flow information but requires a lot of cost and time for calculation. Therefore, its use is limited in the preliminary design step, which requires repetitive analysis of various flow conditions and configurations. In this study, as an alternative to CFD, a rapid thermal analysis program was developed that performs analysis using empirical relations, and an improved aerodynamics model and thermal model for hypersonic flow were additionally constructed. As a result of applying this program to various hypersonic vehicles, can be confirmed that computes thermal properties along the centerline of the vehicle surface for the entire flight trajectory and provide reliable results in less than 1 second. A design framework for multi-objective optimization was presented by applying the rapid analysis program to genetic algorithms. An optimal design was performed for volume efficiency, total absorbed heat, and ballistic coefficient and the flight trajectory of the baseline was considered as a flow condition. An optimal design could be derived within about a few minutes that showed improved performance in terms of mass, drag, and stagnation point heat transfer rate as well as the objective function than the baseline configuration.