In this study, the aerodynamic characteristics due to the internal shape of a hybrid reusable launch vehicle during re-entry were analyzed. The analysis of aerodynamic characteristics was conducted in three distinct phases: analysis of internal flow oscillation characteristics, analysis of shock wave behavior characteristics, and analysis of drag characteristics. The test models were three models with open nozzle throat, one model with a closed nozzle throat, and one model with a closed nozzle exit. The test conditions simulated the environment of flying at Mach 6 at an altitude of 32 km. The internal flow oscillation characteristics of the model with open nozzle throat were investigated by fast Fourier-transforming pressure data measured at the inner end of the model. The same process was applied to the model with a closed nozzle throat, with measurements taken at the nozzle throat, and to the model with a closed nozzle exit, with measurements taken at the nozzle exit. The shock wave behavior characteristics were analyzed by calculating the shock stand-off distance during the test time from the image obtained through the flow field visualization. In the case of the open nozzle throat model with an internal depth of 40 mm, the shock oscillation pattern is similar to the internal flow oscillation pattern of the model, suggesting that the internal flow oscillation of the combustion chamber directly affects the shock wave behavior. On the other hand, in the case of the open nozzle throat model with an internal depth of 90 mm, the shock oscillated with a very short period during a certain section of the test time, which is an inherent characteristic due to the internal shape of the combustion chamber. The model with a closed nozzle exit showed nearly constant values for both pressure and shock stand-off distance during the test. Finally, drag measurements for each model were performed by using the stress wave force balance technique.
본 연구에서는 하이브리드 재사용 발사체의 재진입 시 연소관 내부 형상에 따른 공력 특성을 분석하였다. 공력 특성 분석은 총 세 단계에 걸쳐 이뤄졌으며, 연소관 내부 유동 진동 특성 분석, 충격파 거동 특성 분석, 그리고 항력 특성 분석 순으로 수행하였다. 시험 모델은 노즐목이 뚫린 세 개의 모델과 비교군으로서 노즐목이 막힌 하나의 모델 및 노즐 끝단이 막힌 하나의 모델로 구성된다. 실험은 고도 32km에서의 마하 6의 시험 유동에서 수행되었다. 노즐목이 뚫린 모델의 내부 유동 진동 특성은 모델 내부 끝단에서 측정한 압력 데이터를 고속 푸리에 변환하여 확인하였다. 노즐목이 막힌 모델은 노즐목에서, 노즐 끝단이 막힌 모델은 노즐 끝단에서 측정한 압력에 대해 동일한 과정을 수행하였다. 연소관 내부 형상에 따라 유동 진동 특성이 달라졌으며, 유동의 주 진동수는 내부 공간의 부피와 반비례하며 헬름홀츠 공명과 밀접한 관계가 있음을 확인하였다. 충격파 거동 특성의 경우 유동장 가시화를 통해 획득한 이미지에서 시험 구간 동안의 충격파 생성거리를 산출하여 분석하였다. 노즐목이 뚫린 모델 중 내부 깊이가 40 mm인 모델의 경우 충격파 진동 양상이 모델 내부 유동 진동 양상과 유사함을 확인하였으며, 이는 연소관 내부 유동 진동이 충격파 거동에 직접적인 영향을 주는 것으로 사료된다. 반면 노즐목이 뚫린 모델 중 내부 깊이가 90 mm인 모델의 경우 시험 시간 내 특정 구간 동안 충격파가 매우 짧은 주기로 진동하는 것을 확인하였으며, 이는 연소관 내부 형상으로 인한 고유 특성으로 사료된다. 노즐목이 막힌 모델의 경우 노즐 끝단과 노즐목 사이에 작게 재순환하는 영역이 존재하며, 시간에 따른 압력 및 충격파 생성거리 모두 비슷한 양상으로 크게 진동하는 경향을 보였다. 노즐 끝단이 막힌 모델의 경우 압력과 충격파 생성거리 모두 시험 시간 동안 거의 동일한 값을 유지하는 것을 확인하였다. 최종적으로, 응력파 힘 평형 기법을 통해 각 모델의 항력 특성을 분석하였다.
