As altitude increases, the density of atmosphere where a rocket flies decreases and the temperature changes. It results change in shape and structure of rocket exhaust plume. The analysis of exhaust plume have to be preceded to figure out the heat transfer between the plume and the rocket base wall. In low altitude the flows of atmosphere and plume are definitely in the continuum flow regime with low Knudsne number(Kn), and the conventional Navier-Stokes method can be used in flow calculation. However, as the altitude increases, the density of atmosphere and expanding region in plume decreases and the continuum of flow is broken, so the conventional Naveir-Stokes method is not available to calculate the flow because the Navier-Stokes equation is based on continuum assumption. In this study, the Navier-Stokes method and the Direct Simulation Monte-Carlo(DSMC) method were applied to analyse the flows and convective heat transfers of low altitude plumes and high altitude plumes respectively. DSMC is the method that simulate the motion of gas particles directly. The radiative heat transfer between high temperature plume and rocket base wall is investigated using Finite-Volume Method for radiation(FVM). As the altitude increases, the expansion and size of plume rapidly increase, but the convective heat flux toward the base wall decrease. The reason of this reduction is the decrease in density of atmosphere which is the heat transfer medium. And the radiative heat flux also decrease, because the more expansion of plume at higher altitude causes the more decrease in temperature and number density of gas molecules in plume which is radiation source. The contribution of radiation in heat transfer is increases as the altitude increases. Although the altitude of 30 km is in continuum flow regime, the local transition region, which results from drastic expansion, appears in the exhaust plume. Therefore, the conventional N-S method is not available for the altitude higher than that. Over the 50 km altitude, most of exhaust plume region shows the transition flow regime.
고도가 증가할수록 로켓이 비행하는 대기의 밀도는 감소하고 온도 역시 변화한다. 이것은 로켓의 배기플룸 형상 및 구조의 변화를 일으키게 되고, 따라서 배기플룸과 로켓 저부면 사이의 열전달을 해석하기 위해서는 배기플룸의 유동에 대한 계산이 선행되어야 한다. 비교적 낮은 고도에서는 대기와 플룸의 유동은 분명하게 누센 수(Kn)이 작은 연속체 유동 영역에 속하고, 유동 계산을 위해 일반적인 Navier-Stokes 방정식을 사용할 수 있다. 그렇지만 고도가 높아지게 되면, 대기와 로켓 배기플룸의 팽창 영역에서의 밀도가 점점 낮아져 유동의 연속체 가정이 깨어지는데 이르게 되며, 연속체 가정을 기반으로 성립하는 Navier-Stokes 방정식은 더 이상 유효하지 않게 된다.
본 연구에서는 저고도에서는 Navier-Stokes 방법을, 고고도에서는 직접모사법(DSMC)을 사용하여 로켓 배기플룸의 유동과 대류 열전달을 계산하였다. 직접모사법은 기체분자의 움직임을 직접적으로 모사하는 기법이다. 한편, 고온의 플룸과 로켓 저부면 사이의 복사 열전달은 유한체적복사해법(FVM)을 사용하여 해석하였다.
고도가 증가하면 배기플룸의 크기가 급격하게 증가하고, 플룸과 저부면 사이의 대류 열전달은 감소하게 되는데 이는 대류 열전달의 매개체인 대기의 밀도 감소가 그 원인이다. 또한 플룸은 더 높은 고도에서 더 많이 팽창하고 이는 복사 열원인 플룸의 온도와 밀도를 감소시키기 때문에 복사 열전달도 감소하게 된다. 그리고 고도가 높아질수록 열전달에 있어서 복사의 기여도가 더 증가하게 된다. 한편, 고도 30 km에서의 대기는 연속체 유동 영역에 속하지만 배기 플룸 내부에 급격한 팽창으로 인한 국지적인 천이영역이 발생하게 된다. 이 지점에서는 기체 유동의 연속체 가정이 깨어지기 때문에 이보다 높은 고도에서는 일반적인 Navier-Stokes 방정식을 사용하는 것이 부적합하다고 판단된다. 고도 50 km 이상에서는 대부분의 플룸 영역이 천이영역을 보인다.
