Hypersonic vehicle flies in high-enthalpy flow where due to high speed and high temperature, thermochemical non-equilibrium phenomena and real gas effect occur. These real gas effect and non-equilibrium phenomena bring the changes in density and specific heat ratio and subsequently affect the position, intensity, and thickness of the shock wave in front of the nose. Therefore, the prediction of them is very important. However, so far due to their complexity, the physics involved is not fully understood. To this end, theoretical approaches, experiments through ground test facilities, and numerical simulation have been conducted simultaneously. And this study aims for the numerical simulation.
Previously well-known codes are L1D code for shock tube, and NOZNT code for nozzle. L1D code lacks the consideration of non-equilibrium phenomena such as internal energy exchange like vibration-vibration energy exchange. On the other hand, NOZNT code which considers the non-equilibrium phenomena, calculates only nozzle flow, so the condition of nozzle chamber should be calculated by another program. In this study, the shock tunnel code that consider non-equilibrium phenomena by using multi-temperature model has been developed. It aims for the efficient and effective operation of shock tunnel.
The verification of the code is performed in four different ways. The first case is the comparison with the analytic solution in the simple shock tube geometry. The second case is the comparison with the experiment result of the vibrational temperature of oxygen to verify the non-equilibrium calculation in shock tube. The third case is the comparison with both the experiment result of the vibrational temperature of nitrogen and the result of NOZNT code at the same condition to verify the calculation of the non-equilibrium calculation in nozzle. The final case is the comparison with KAIST shock tunnel experiment result to verify the calculation of overall geometry.
극초음속 비행체는 고 엔탈피 유동을 비행하게 되는 데, 빠른 속도와 고온의 영향으로 해리 반응 및 이온화 반응 등의 실기체 영향과 열화학적 비평형 현상이 나타나게 된다. 이러한 실기체 영향과 비평형 현상은 비행체 선두부의 충격파의 위치와 세기, 그리고 두께에 영향을 끼치게 된다. 그러나 아직까지 복잡한 물리적 기제에 대한 이해가 부족하다. 이를 위해 이론적 연구와 동시에, 지상 시험 장비를 활용한 실험, 그리고 수치 모사가 진행되어왔다. 본 연구에서는 이 중, 수치 모사에 대한 연구를 진행하였다.
기존의 수치 코드는 상용 충격파 코드인 L1d 코드와 노즐 코드인 NOZNT 코드 등이 있다. 그러나 L1d 코드의 경우 비평형 현상에 대한 고려가 부족하며, 노즐 코드인 NOZNT 코드의 경우, 충격파관을 계산하지 못한다는 단점이 있다. 본 연구에서는 다중 온도를 사용하여 비평형 현상이 고려된 충격파 터널의 코드 개발을 진행하여, 향후 실험 시 충격파 터널을 더 효과적이고 효율적으로 운용하게 하는 데에 목적이 있다.
개발된 코드의 검증은 총 다섯 가지로 진행되었다; 충격파관 형상 및 노즐 형상 각각에 대해, 분석적 해와의 검증 및 실험 결과와의 비교를 통한 비평형 계산 검증을 진행하였다. 또한 KAIST 충격파 터널 실험 결과와의 비교를 통해 전체 형상에 대한 검증을 진행하였다.
