Abstract
The geostationary satellite uses a liquid apogee engine, to obtain a required velocity increment to enter a geostationary orbit. However, as the liquid apogee engine operates in the vacuum, a considerable disbursement of exhaust plume flow, from the liquid apogee engine can trigger a backflow. As this backflow may possibly collide with the satellite directly, it can cause adverse effects such as surface contamination, thermal load, and altitude disturbance, that can generate performance reduction of the geostationary satellite. So, this study investigated exhaust plume behavior of 400 N grade liquid apogee engine numerically. To analyze exhaust plume behavior in vacuum condition, the DSMC (Direct Simulation Monte Carlo) method based on Boltzmann equation is used. As a result, thermal fluid characteristics of exhaust plume such as temperature and number density, are observed.
발사체로부터 분리된 정지궤도위성은 천이궤도로 진입한 후에 액체원지점엔진을 사용하여 충분한 속도증분을 얻음으로써 정지궤도로 진입하게 된다. 이때 우주공간으로 배출되는 액체원지점엔진의 배기가스 중 일부는 고진공 환경에서 팽창하는 동안 위성체 방향으로 역류하는 후방유동으로 발달하게 된다. 이러한 후방유동은 위성체에 충돌하면서 자세제어 교란, 표면 오염, 열전달 등의 영향을 끼치게 되므로 정지궤도위성 임무성능의 저하를 유발할 수 있다. 따라서 본 연구에서는 정지궤도위성에 사용되는 400 N급 액체원지점엔진에서 배출되는 배기가스의 거동을 해석하였다. 이를 위해 볼츠만방정식에 기반을 둔 직접모사법(DSMC)을 사용하였다. 해석결과로 액체원지점엔진에서 배출된 배기가스의 온도 및 수밀도와 같은 열유동 특성을 확인할 수 있었다.