Numerical Analysis of Rocket Exhaust Plume with Equilibrium Chemistry and Thermal Radiation

Numerical study is carried out to investigate the effects of chemistry and thermal radiation on the rocket plume flow field at various altitudes. Navier-Stokes equations for compressible flows were solved by a fully-implicit TVD code based on the finite volume method. An infinitely fast chemistry module for hydrocarbon mixture with detailed thermo-chemical properties and a thermal radiation module for optically thick media were incorporated with the fluid dynamics code. The plume flow fields of a kerosene-fueled rocket flying at Mach number zero at sea-level, 1.16 at altitude of 5.06 km and 2.90 at 17.34 km were numerically analyzed. Results showed the plume structures at different altitude conditions with the effects of chemistry and radiation. It is understood that the excess temperature by the chemical reactions in the exhaust gas may not be ignored in the view point of propulsion performance and thermal protection of the rocket base, especially at higher altitude conditions.

화학 평형과 열복사를 포함한 로켓 플룸 유동 해석

여러 고도에서 화학 반응과 열복사 효과가 로켓 플룸 유동에 미치는 영향을 살피기 위한 수치 연구를 수행하였다. 압축성 유동의 Navier-Stokes 방정식을 유한 체적법에 근거한 완전 내재적 TVD코드로 해석하였으며, 탄화수소 혼합물의 자세한 열화학적 속성을 고려한 화학 평형과 광학적으로 두꺼운 매체의 열복사를 유동 해석 코드에 포함하였다. 지상 마하수 0, 고도 5.06 km에서 마하수 1.16 그리고 17.34 km에서 마하수 2.90로 비행하는 등유 연료 로켓의 플룸 유동을 해석하였다. 해석 결과는 서로 다른 고도 조건에서의 플룸의 구조와 함께 화학 반응과 복사의 영향을 보여 주었다. 추진 성능과 기저부 열차단의 측면에서, 화학 반응에 의한 배출가스의 온도 상승은 특히 고고도에서 무시할 수 없음을 알 수 있었다.