Space launch vehicles, which are used to place artificial satellites on a desired orbit, generate thrust by expelling exhaust gas of which temperature and pressure are very high. Since the temperature of the plume itself is extremely high, base region of the launch vehicle undergoes huge heat transfer. Therefore the heat transfer to the base region of the launch vehicle by the plume needs to be studied to accomplish a thermal protection system. In this study, numerical studies on the heat transfer to a base plate and a nozzle external wall are conducted by solving RANS and RTE numerically. As a result of numerical analysis, it is found that maximum heat flux of the base region tends to decrease as a flight altitude increases.
인공위성 등의 탑재물을 원하는 궤도에 안착시키기 위하여 사용되는 우주 발사체는 고온/고압의 연소가스를 배출하여 추력을 발생시킨다. 플룸은 매우 고온이므로 대류현상과 복사현상에 의하여 발사체 기저부는 매우 큰 열 전달 현상을 겪게 된다. 이에 따라 발사체 기저부는 열 보호 시스템이 적용될 필요가 있는데, 이러한 열 보호 시스템의 개발은 플룸에 의한 발사체 기저부로의 열 전달 현상에 대한 연구 이후에 달성될 수 있다. 본 연구에서는 RANS와 RTE를 수치적으로 풀이하여 발사체 저부면과 노즐 외벽으로 전달되는 열 전달에 대한 수치적 연구를 수행하였다. 연구 결과 기저부의 최대 열 유속은 고도가 증가함에 따라 감소하는 것이 확인되었다.
