In this study, the surface aerothermodynamics phenomenon on blunt forebody model according to the model surface condition was verified experimentally and validate numerically. The aerothermodynamic phenomenon of the model surface considered the flow of the hypersonic nozzle in consideration of the environment in the ground test facility. The model surface aerodynamics influence according to various nozzle flow profiles through numerical analysis was considered. The study was based on the measurement results of the model surface aerodynamics according to the nozzle flow in the Mach 4 environment of the Ludwieg tube. Five nozzle flows, including contour nozzle and conical nozzle flow, were considered, and numerical analysis confirmed that the non-uniformity of nozzle flow affected the pressure and shock wave shape of the forebody model surface. Based on this observation, the effective test section and the size of the effective model were confirmed, in the shock tunnel test facility through the manufacture of the Mach 6 contour nozzle for the shock tunnel and the flow uniformity test. In the shock tunnel environment, the aerothermodynamics change of the forebody model surface was measured. The aerothermodynamic effect of the roughness of the model surface and the model size was experimentally confirmed, and compared and verified by numerical analysis and theoretical methods. Pressure and heat flux amount were measured on the forebody surface, and it was confirmed that good agreement with the theoretical and numerical analysis results. No observable pressure change was showed as the surface roughness increased, however it was verified that the heat flux increased in proportion to the surface roughness. As a result of the measurement according to the model size, it was confirmed that the increase in heat flux due to the surface roughness showed a constant increase regardless of the model size. In the case of the influence of the model size, it was confirmed that the surface heat flux was inversely proportional to the model size, as at the stagnation point in theory.
본 연구에서는 무딘 선두부 모델을 사용하여 모델 표면 상태에 따른 표면 열공력적 변화를 실험 및 수치적으로 검증하였다. 모델 표면의 열공력적 현상은 지상 시험 시설에서의 환경을 감안하여 극초음속 노즐의 유동을 고려하였다. 루드윅 튜브의 마하 4 환경에서의 노즐 유동에 따른 모델 표면 공력 측정 결과를 기반 으로 수치해석 기법을 통한 다양한 노즐 유동 프로파일에 따른 모델 표면 공력 변화를 고려하였다. 컨투어 노즐 유동 및 원뿔 노즐 유동 등 5개의 노즐 유동이 고려되었으며, 수치 해석 결과 노즐 유동의 비 균질성이 전방모델 표면의 압력 및 충격파 형상에 영향이 있는 것을 확인하였으며, 이를 통하여 컨투어 노즐 사용의 당위성을 확인하였다. 이를 기반으로 충격파 터널용 마하 6 컨투어 노즐의 제작 및 유동 균질성 시험을 통하여 충격파 터널 극초음속 시험 장비 내에서 유효 시험 구간 및 유효 모델의 크기를 확인하였다. 충격파 터널환경에서는 선두부 모델 표면의 열공력적 변화가 측정 되었다. 모델 표면의 거칠기 및 모델 크기에 따른 열공력적 영향을 실험적으로 확인하였으며, 수치해석 및 이론적 방법으로 비교 검증하 였다. 선두부 표면의 압력 및 열전달량이 측정되었으며, 이론 및 수치해석 결과와 좋은 일치성을 보여준다는 사실을 확인하였다. 표면 거칠기의 증가에 따라 압력적인 변화는 관측되지 않았으나, 열전달량의 경우 표면 거칠기와 비례하여 증가함을 확인하였다. 모델의 크기에 따른 측정 결과, 표면 거칠기에 따른 열전달량 증가는 모델의 크기와 상관 없이 일정한 증가세를 보임을 확인하였다. 모델의 크기에 따른 영향의 경우 정체점과 마찬 가지로 표면 열전달량이 모델의 크기에 반비례 하다는 점을 확인하였다.
