The rapid development of space exploration has led to an increasing demand for reusable rockets as a crucial technology for reducing launch costs. Reusable rockets reduce launch costs by recovering and reusing parts of the entire rocket. The recovery maneuvers of reusable rockets include boost-back burn and re-entry burn, which involve engine ignitions. During the boost-back burn, rockets ascend to altitudes of 160 km, encountering a rarefied atmosphere where a highly-expanded plume flow is formed behind the nozzle. Upon reaching peak altitude, rockets descend at hyper/supersonic speeds, experiencing shockwaves. During the re-entry burn, engines are ignited to decelerate, resulting in complex flow patterns around the rocket due to interactions between shockwaves and exhaust plumes. Throughout these recovery maneuvers, rockets face various aerodynamic phenomena and thermal loads due to friction with atmospheric and plume particles. While thermal protection systems (TPS) are designed to shield the rocket, excessive TPS can degrade launch performance. Therefore, it is essential to conduct aero-thermal analysis for optimal TPS design. This thesis analyzes the flow phenomena during the high-altitude recovery maneuvers of rockets. The Boltzmann equation is used to account for non-equilibrium flows in the rarefied atmosphere and plumes, with solutions obtained through the Direct Simulation Monte Carlo (DSMC) method. The Fokker-Planck - DSMC hybrid method is employed for simulating interactions between shockwaves and plumes.

우주 개발이 빠르게 발전함에 따라 발사 비용 절감을 위한 기술 중 하나로 재사용 발사체가 주목받고 있다. 재사용 발사체는 발사체의 일부 또는 전체를 회수 및 재사용하여 발사 단가를 절감시키는 기술이다. 재사용 발사체의 회수 기동에는 착륙지점 유도 기동과 재진입 점화 기동이 있으며 엔진의 점화를 동반한다. 재사용 발사체는 착륙지점 유도 기동 중 고도 160km까지 상승하며 희박대기를 경험한다. 희박 대기에서 엔진을 점화한 발사체 후류에는 고팽창 플룸이 형성된다. 최고 높이에 도달한 재사용 발사체는 극/초음속의 속도로 하강하며 충격파를 경험한다. 발사체의 낙하 속도 감속을 위해 엔진을 점화하는 재진입 점화 기동 단계에는 충격파와 플룸의 상호작용으로 발사체 주변에 복잡한 유동을 형성한다. 재사용 발사체는 회수 기동 중 다양한 유동 현상을 경험하며 대기 및 플룸 입자와의 마찰로 인한 열부하를 경험한다. 이로부터 발사체를 보호하기 위해 열 보호 설계가 사용되지만 과도한 열 보호 설계는 발사 성능을 낮추는 원인이 된다. 따라서 적절한 열 보호 설계를 위한 발사체의 열공력 해석이 필수적이다. 본 학위논문에서는 재사용 발사체의 고고도 회수 기동에서 발생하는 유동 현상을 분석한다. 희박 대기와 플룸으로 인해 발생하는 유동의 비평형을 고려하기 위해 볼츠만 방정식을 지배방정식으로 하는 몬테카를로 직접 모사법을 사용한다. 몬테카를로 직접 모사법에 비해 계산 효율을 증대시킨 기법인 포커플랑크-몬테카를로 직접 모사법 하이브리드 방법을 사용하여 충격파와 플룸의 상호작용을 모사한다.