In the development of future launch vehicles, there has been growing interests for reducing costs and improving the safety and reliability. Although there are many detailed technologies needed for the successful development of future launch vehicles, analysis and simulation of stage separation have received significant attention and have been researched in many leading countries in the space technology. The stage separation process of two-stage-to-orbit launch vehicles, one of the future launch vehicles, is usually executed under high-speed flow conditions, and therefore complex phenomena, such as shock-shock interaction and shock wave-boundary layer interaction, occur. The existence of such interactions induces strong aerodynamic inter-ference between vehicles.
In the present study, to make accurate predictions about the stage separation process and understand the characteristics of the complex flow fields, steady and unsteady simulations of the two-stage reusable launch vehicle were conducted by using computational fluid dynamics method. And, the Langley Glide-Back Booster (LGBB) configuration in a belly-to-belly arrangement is used for the computational model. For these simulations, a three-dimensional compressible Reynolds-averaged Navier-Stokes flow solver based on un-structured meshes was used and the Spalart-Allmaras model was applied for the turbulence modeling. The inviscid flux was calculated using Roe’s flux difference splitting scheme with an entropy fix. The viscous flux was computed by adopting a central differencing. An implicit time integration algorithm based on the linear-ized second-order accurate Euler backward differencing and the Gauss-Seidel method were used. The flow solver was parallelized for the efficient calculation and an overset mesh technique was used to perform the stage separation. The flow solver was also coupled with six degree-of-freedom equations of motion.
For the validation of the flow solver, steady calculations are carried out in the supersonic (Mach num-ber 3) and the hypersonic (Mach number 6) speeds. Individual body forces and moment, flow contours, and surface pressure data were obtained and the computational results showed good agreement with the experi-mental data. Also, unsteady flow simulations are conducted to figure out the aerodynamic interference dur-ing the separation. In conclusion, complex bow shock interactions have an impact on the aerodynamic characteristics and the interference effects could produce undesirable events, such as collision of vehicles or failure of the flight control. Thus, the stage separation analysis should be applied to the design of the configuration and the stable separation trajectory for the future launch vehicle.
미래발사체 개발에 있어, 비용을 감소시키고 안정성과 신뢰성을 증가시키기 위한 관심이 증가되고 있다. 비록 성공적인 미래발사체의 개발에 있어 다양한 기술이 요구되지만, 많은 기술 중 단분리의 분석과 모사는 큰 관심을 받고 있으며, 많은 우주 개발 선진국에서 연구되고 있다. 미래발사체 중 하나인 TSTO발사체의 단분리는 주로 고마하수의 영역에서 일어나므로, 충격파 충격파 간섭, 충격파 경계층 간섭 등의 복잡한 현상이 일어난다. 그리고 이러한 간섭은 두 비행체 사이에 강한 공기역학적 간섭현상을 일으킨다. 본 연구에서는, 단분리 과정을 정확하게 예측하고 복잡한 유동장의 특성을 이해하기 위해, 이단 재사용 발사체의 정상상태와 비정상상태 해석을 전산유체역학기법을 이용하여 수행하였다. 수치모델로는 LGBB형상의 바닥면이 마주보고 있는 형상을 사용하였다. 수치해석을 위해, 비정렬 격자계를 기반으로 한 삼차원 압축성 Reynolds-Averaged Navier-stokes(RANS) 해석자를 을 사용하였고, 난류모델에 Spalart-Allmaras model을 적용하였다. 비점성 플럭스는 Roe’s flux difference splitting scheme with an entropy fix 를 사용하였고, 점성 플럭스는 central differencing을 사용하여 계산하였다. 내재적 시간 적분은 linearized second-order accurate Euler backward differencing과 Gauss-Seidel method를 사용하였다. 유동해석자는 효율적인 계산을 위해 병렬화 하였고, 단분리를 모사하기 위해 overset mesh technique을 사용하였다. 또한, 6자유도운동방정식을 유동해석자와 연계하였다.
유동해석자의 검증을 위해, 초음속(마하 수 3)과 극초음속(마하 수 6)의 영역에서 정상상태해석을 수행하였다. 비행체의 힘과 모멘트 계수, 유동 등 압력선도, 표면 압력계수 데이터를 확보하였으며, 계산결과가 실험값과 매우 잘 일치하는 것을 확인하였다. 또한, 단분리 과정시의 공력간섭에 관해 분석하기 위해 비정상상태 해석을 수행하였다. 결론적으로, 복잡한 궁형 충격파의 간섭은 공력 특성에 영향을 주고, 이러한 간섭은 비행체의 충돌이나 비행제어의 실패와 같은 원치 않는 결과를 일으킬 수 있음을 확인하였다. 그러므로, 단분리 해석은 미래발사체의 형상디자인과 안정적인 단분리 궤적의 설계를 위해 반드시 적용되어야 한다.
