• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2007년도 춘계학술대회B
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• pp.2534-2539
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• 2007

Launch vehicles are exposed to aerodynamic heating conditions while flying at high Mach numbers in the atmosphere. In this study aerodynamic heating test for fairing nose-cone was done using ATSF(Aerodynamic Thermal Simulation Facility) and Engineering Model for fairing. ATSF is a facility that can simulate given temperature profile using about 4,000 halogen heaters on fairing model. Aerodynamic heating profile is got from result of thermal analysis using MINIVER, Thermal Desktop and SINDA/FLUINT. After aerodynamic heat test, it is found that initial temperature of fairing inner surface and thickness of BMS has important effects on temperature of fairing inner surface. Also it is confirmed that maximum temperature of fairing nose-cone inner surface during flight is lower than allowable temperature limit. Later, thermal correlation between thermal analysis and experimental results will be done using aerodynamic heating test result

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
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• pp.448-451
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• 2008

KARI is developing a satellite launch vehicle that is called KSLV(Korea Space Launch Vehicle)-I. During the flight, launch vehicles are exposed to aerodynamic heating conditions while flying at high Mach numbers in the atmosphere. KARI constructed Aerodynamic Thermal Simulation Facility to simulate aerodynamic heating on the ground. ATSF is a facility that can simulate given temperature profile using about 4,000 halogen heaters on fairing model. Aerodynamic heating profile is got from result of thermal analysis using MINIVER, Thermal Desktop, and SINDA/FLUINT. Aerodynamic heating test of fairing of KSLV-I was done using engineering model of payload fairing and Aerodynamic Thermal Simulation Facility. It was found that thermal analytic results show good agreement with aerodynamic heating test results within 6$^{\circ}$C at fairing inner surface. Also it was confirmed that maximum temperature of fairing nose-cone inner surface during flight is lower than allowable temperature limit.

• 항공우주기술
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• 제9권1호
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• pp.35-41
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• 2010

고속으로 비행하는 물체는 공력가열에 의해 온도가 상승한다. KSLV-I 비행 중 공력가열 조건을 예측하는 방법으로 MINIVER를 이용하는 방법과 전산유동해석(CFD)기법을 이용하는 방법이 있다. MINIVER는 경험적 기법을 이용하여 대류열전달계수 및 회복온도를 산출하며, CFD 기법은 실제 유동장을 해석하여 발사체 표면에서의 공력가열조건을 산출한다. 본 연구에서는 CFD 기법을 이용하여 얻은 공력가열조건을 PLF 구조물 외부 표면에 적용하여 PLF 내부 온도장을 해석하고 그 결과를 KSLV-I 1차 비행시험 결과와 비교하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권8호
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• pp.54-63
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• 2004

2002년 11월 28일 발사된 KSR-III 과학로켓에서 공력가열로 인한 온도상승을 측정하였으며, 로켓 외피의 온도 및 공력가열량을 계산하였다. 계산에 사용된 소프트웨어는 이론식에 기초한 경계층을 해석하여 비행시간동안 비정상 공력가열량을 계산하는 MINIVER 코드이며, 비행체 내부로의 일차원 고체 열전도까지 고려하였다. 계산 결과 비행체 내부 페이로드 장착부분의 열전달은 대부분 복사로 이루어지고, 공력가열로 인한 KSR-III 외피 최고온도는 핀에서 $223^{\circ}C$이며 최대 공력가열은 노즈캡에서 $133kW/m^2$이었다. 중요부분에서 재질의 허용온도를 만족하였으며 외피 단열재 설계가 적절히 이루어졌음이 확인되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권8호
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• pp.101-108
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• 2004

본 연구에서는 비행체 구조재료인 A12024-T3에 대하여 공력가열환경을 모사할 수 있는 복사가열기를 제작하였으며 $1^{\circ}C/sec{\sim}30^{\circ}C/sec$ 가열률 범위에서 열기계적 인장특성을 평가하였다. 가열환경에 따른 재료강도 평가를 위하여 급속가열 인장시험 결과와 일정 온도로 30분 노출후의 인장시험결과를 항복응력 측면에서 비교 고찰하였다. 급속가열 인장시험 결과로부터 시간-온도계수를 응용한 가열률-항복온도 계수를 도출하였으며, 항복응력을 가열률과 항복온도로 표현되는 실험적 master 수식을 제안하였다. 본 연구 결과를 통하여 획득 된 급속가열 안장시험결과들은 초음속 비행체 설계시 선정재료의 안전여유를 판단하는 기초자료로 활용될 수 있다.

• 항공우주기술
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• 제3권1호
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• pp.155-169
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• 2004

발사체나 재돌입 비행체는 대기 중을 높은 Mach 수로 비행함으로써 그 표면이 공력가열 현상에 의한 초고온 환경에 노출되게 된다. 이러한 공력가열로부터 발사체 자체나 탑재체를 보호하기 위해서는 물체 표면에 가해지는 열적 부하(Thermal Load)를 정확히 예측하고 필요한 곳에는 적절한 단열 처리를 해 주어야만 한다. 그러나 탑재체의 중량을 최대한 늘리기 위해서는 지나친 단열재의 추가를 막을 수 있도록 엄밀한 열 해석 및 시험이 수행 되어야 할 것이며, 최종적으로 공력가열 시험에 의해서 필요한 단열재의 양이 결정된다. 본 연구에서는 KSR(Korea Sounding Rocket) 시리즈의 개발을 위해 사용되어 왔던 공력가열 시험설비(ATSF, Aerodynamic Thermal Simulation Facility)를 KSLV 시리즈의 개발에 적합하도록 사양 향상(Upgrade) 시키기 위한 설계를 위해 고려해야할 사항이 무엇인지 살펴보았다. 먼저 설비의 필요성 및 그 한계에 대하여 고찰하였으며, KSLV 개발을 위해서는 어떤 기능을 갖추어야 할지를 고려하였다. 마지막으로 필요한 장비의 사양을 대략적으로 제안하였으며, 이는 앞으로 수행될 상세 설계 및 제작/설치의 밑바탕이 될 것이다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제11권4호
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• pp.20-28
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• 2008

Missile operating at supersonic conditions experiences considerable high temperature environments that is caused by aerodynamic heating as a result of the temperature gradient through boundary layer that surrounds it. This is one of important problems to the designer due to temperature limitation of structural materials. Because prediction of aerodynamic heating on missile needs unsteady calculation according to a flight trajectory, approximate method approach is efficient at design stage. In this paper, improved aerodynamic heating analysis scheme is introduced, which calculates heat flow and temperature by simple pressure field prediction on a missile body and fin. The prediction results are compared with measured data and MINIVER codes results.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권6호
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• pp.14-20
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• 2002

본 논문에서는 3단형 과학로켓(KSR-III) 기본형의 조건을 이용하여 선두부에서 발생하는 공력가열 현상을 예측하였다. 마하수 4.9, 10.2, 15의 극초음속 유동영역을 평형유동이라 가정하고 수치적 불안정성에 강건한 수치기법인 AUSMPW+ 수치기법과 충격파 정렬 격자계 (shock-aligned grid system)을 사용하여 반구형, Parabola형, 절두 원통형 선두부 형상에 따른 공력가열 현상을 계산하고 발사체 선두부에 사용되는 구조물인 복합재료의 열적안정성을 예측하였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제8권2호
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• pp.77-87
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• 2005

The thermomechanical characteristics were evaluated for 17-4PH stainless steel widely used in supersonic airframe subjected to both aerodynamic loading and heating. The thermomechanical tests were conducted under both elevated temperature and rapid heating condition from $1^{\circ}C/sec\;to\;28^{\circ}C/sec$. The thermomechanical behaviors under rapid heating were compared with those of elevated temperature after 1/2 hour exposure in terms of yield stress to investigate the influence of heating rates. A heating rate-yield temperature parameter was suggested for rapid heating based on time-temperature parameters, and master yield stress curve was obtained by using these parameters. The experimental results and methodology from this study can be used as basic engineering data when designing supersonic vehicle structures subjected to aerodynamic loading and severe heating environment.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2006년도 추계 학술대회논문집
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• pp.89-92
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• 2006

Aerodynamic heating temperature shown in a NASA's sounding rocket test data was reproduced with CFD technique, comparing with those with analytical method CFD made heat transfer rates and recovery temperatures as the flight trajectory, which made it possible to calculate the wall temperature of rocket. The predicted wall temperature was compared with analytically predicted temperatures. Both the temperatures were compatible although their recovery temperature and heat transfer rates are a little different.