This study presents a design and examines its effectiveness for a sub-orbital flight experiment named RadFlight proposed by European Space Agency to simulate a super-orbital entry flight. The super-orbital entry flights of unmanned space vehicles returning from Moon or Mars will undergo severe convective and radiative heating and ablation. The project RadFlight proposes to modify a submarine-launched missile named VOLNA, which normally produces a sub-orbital entry speed to a 700 kg-class payload, to produce an 11 to 12 km/s entry for a smaller entry vehicle. Observations will be made of the radiative and convective heating rates and extent of ablation in the entry vehicle. The heating environment to be simulated by RadFlight is that of Fire 2, Stardust, or Apollo missions.
This study is the first in this group effort to present a comprehensive design of the RadFlight experiment, and to assess the effectiveness of this flight design in simulating the physical phenomena of interest: conversion of radiative heat flux into convective heat flux by the absorption of radiation and their effects on the ablation of the heatshield in the boundary layer.
The laminar boundary layer flow field in the stagnation and downstream region of the re-entry vehicle is described by a set of partial differential equations, and solved numerically. Radiation is peak at the edge of boundary layer, and is totally absorbed in the boundary layer. The ablation rate, which is unsteady in this environment, is calculated kinetically by numerically implementing surface-kinetic phenomena. The heatshield of the present study is assumed to be a carbon-phenolic. Unlike an existing viscous shock layer method, the rate of ablation at the surface of heatshield, in the present study, is obtained as an output parameter.
The method is applied to examine the feasibility and to evaluate the effectiveness of the two proposed designs: 1) booster-integrated design and 2) booster-separable design. Accuracy of the present method is verified testing against the conditions of the Fire 2 experimental flight. Both these designs produce a substantial change in temperature profile in the boundary layer due to radiation absorption, but not in density or velocity profiles. In the booster-separable design, the heatshield wall is heated to the material sublimation temperature as would be for Fire 2, but not in the booster-integrated design. Astrium proposed the booster-integrated design that the goals of RadFlight could be met by reducing entry velocity to about 10 km/s and increasing ballistic coefficient to $160 kg/m^2$. The present study finds to the contrary. The present study concludes that production of the 11 to 12 km/s entry speed is the most important in meeting the goals of the RadFlight experiment.
본 연구는 슈퍼오비탈 대기권 재진입 비행을 모사하기 위해 유럽우주기구(ESA)가 제안한 과제인 RadFlight 서브오비탈 비행시험의 설계 및 그 효용성에 대한 연구 결과이다. 달 혹은 화성탐사 후 지구로 귀환하는 우주비행체는 대기권 재진입 시 복사 및 대류 현상에 의한 극심한 가열과 열차폐재 삭마현상을 겪게 된다. RadFlight 과제는 잠수함 발사 미사일인 3단의 VOLNA 발사체를 적용한다. VOLNA발사체는 통상적으로 700 kg의 탑재체를 6 내지 7 km/s의 속도로 대기권에 재진입 시킬 수 있지만, 본 연구에서는 가속 로켓엔진을 탑재하여 재진입 비행체를 11 내지 12 km/s의 속도로 증속시켜 대기권 진입시의 복사 및 대류 열전달과 열차폐재 삭마 현상을 관찰하게 된다. RadFlight에 의해 모사되는 가열 환경은 Fire 2, Stardust, 혹은 Apollo 임무와 동일하다.
본 논문은 관련 분야 첫 연구 결과로써, RadFlight 비행시험의 포괄적 설계 결과와 이로부터 물리적 현상을 모사하는 데 있어서의 효용성을 평가하였다. 물리적 현상에 대한 주 관점은 흡수에 의한 복사의 대류 열전달로의 전환과 이와 같은 현상이 경계층 내에서 열차폐재 삭마에 미치는 영향이다.
재진입 비행체 전면의 정체점과 하류 영역에서의 층류 경계층 유동장은 일련의 편미분방정식 조합으로 나타내고, 수치해석적 방법으로 해를 구한다. 충격파 내에서 복사는 경계층 끝 단에서 최대값에 이르고, 경계층 내에서 모두 흡수되는 것으로 가정한다. 이와 같은 환경에서 비정상상태인 삭마율은 벽면에서의 반응역학(Surface-kinetic) 현상을 도입하여 계산한다. 본 논문에서 적용된 열차폐재는 카본페놀릭 복합재이다. 기존의 점성 충격파 방법(Viscous Shock Layer Method)과는 달리 열차폐재 표면 삭마율은 본 논문에서는 주어진 값이 아닌 계산 결과로써 얻어진다.
위 방법은 제시된 두 가지 설계 안의 효용성을 평가하고 그 타당성을 검증하는 데 적용되었다. 두 가지 설계 안은 부스터 통합 설계안과 부스터 분리 방식 설계 안이다. 제시된 방법의 정확도는 Fire 2 시험비행 조건과 비교 검증하였다. 두 가지 설계 안 모두에서 복사 흡수에 기인한 경계층 내 온도 구배 변화를 얻을 수 있지만, 밀도와 속도 구배 변화에서는 변화가 없었다. 부스터 분리 방식의 설계에서, 열차폐재 벽면은 Fire 2와 유사하게 승화 온도까지 재료가 가열되는 것으로 나타났지만, 부스터 통합 설계안에서는 승화 현상을 볼 수 없었다. 아스트리움은 부스터 통합 설계 방식을 통해 탄도계수를 $160 kg/m^2$ 으로 증가시키고 대기권 진입 속도를 10 km/s로 감속시킴으로써 RadFlight 시험비행의 목적을 달성할 수 있다고 제시하였지만, 본 논문에서의 연구 결과는 반대로 나타났다. 본 논문에서의 연구결과는 RadFlight 비행시험의 목적에 부합하기 위해서 가장 중요한 요소는 대기권 진입 속도로써 11 내지 12 km/s 의 속도가 필요하다는 결론에 도달하였다.
