The experimental research on a high-altitude environment experiment of space launch vehicle is important for securing independent technologies with launching space vehicles and completing missions. In the ground test facility, scaled down test models should be used and this is accompanied by various similarities. In addition, free-stream is maintained along the flow direction in a real space launch vehicle having a large length to diameter ratio, but an artificial free-stream recovery is required in the case of the afterbody of the scaled down model in which free-stream is difficult to retain. In this study, high-altitude environment experiment and shock-free technique for free-stream recovery were developed and verified. The effect of the shape of the support for fixing the test model on the flow interference was compared by applying shock-free technique. And, a study was carried out to apply the shock-free technique and the thruster module to confirm the flow interference between the free-stream and exhaust plumes on the base plane, which is the most complicated part of high-altitude environment experiment study. From the results of the flow verification tests, it was confirmed that the flow was replicated with the error of about $\pm 3%$. The error between the slope angle of inclined shockwave of the scaled down transition section model using the shock-free shape and the slope angle of the horizontal plate model, and between the theoretical and the experimental value of the static pressure of the model were confirmed to be 2% and 1%, respectively. As a result, the efficiency of the shockwave cancellation technique has been verified. From the thruster test, not only a shockwave pattern, but a flow-field pattern from the mutual interaction between the exhaust plume and the free-stream undisturbed flow, was experimentally observed.
우주발사체 고공환경모사실험의 실험적 연구는 우주발사체 발사 및 임무완수에 대한 독자적 기술력 확보를 위해 중요하다. 지상시험장비에서는 축소 시험모델이 사용되어야 하며, 다양한 변수들의 상사가 동반된다. 뿐만 아니라, 큰 직경 대비 길이비를 갖는 긴 실제 우주발사체에서는 자유류가 흐름방향을 따라 유지되지만, 자유류 확보가 힘든 축소 모델 후단부의 경우에는 인위적인 자유류 회복이 필요하다. 본 연구에서는, 고공환경모사 기법과 자유류 회복을 위한 충격파 상쇄기법이 개발 및 검증되었다. 충격파 상쇄기법 적용을 통해 시험모델 고정용 지지대로 인한 유동 교란에 대한 지지대 형상의 영향을 비교하였다. 그리고, 고공환경모사 연구에서 가장 복잡한 부분인 저부면의 자유류-배기플룸 간의 유동교란을 확인하기 위해 충격파 상쇄기법 및 추력기 모듈을 적용한 연구를 수행하였다. 유동검증 결과를 통해 이론값과 약 $\pm 3%$ 이내의 오차를 갖는 정확한 유동이 확인되었다. 충격파 상쇄기법을 갖는 천이구간 축소 모델의 경사충격파 경사각과 수평 평판모델의 경사각, 그리고 모델 측면 정압력의 실험값과 이론값의 오차가 각각 2%, 그리고 1% 으로 확인되었으며, 이를 통해 해당 충격파 상쇄 기법의 합리적인 효과가 검증되었다. 추력기 시험을 통해 충격파 패턴 뿐만 아니라 배기 플룸과 자유류 유동 간의 상호작용으로 발생하는 유동 패턴을 실험적으로 확인하였다.
