극초음속 비행체 선두부의 복합 열전달 및 내부 복합단열구조 설계에 관한 수치적 연구 = Numerical Study on Conjugate Heat Transfer and Internal Composite Insulation Structure Design of a Hypersonic Vehicle Leading Edge

국문 초록 (Abstract)

극초음속 비행체와 같이 고속비행하는 비행체는 다양한 유동현상에 의해 극심한 공력가열이 발생하여 표면 및 내부온도가 급격히 증가하기 때문에, 내부 구조물과 전자장비를 보호하기 위한 열방어 시스템(Thermal Protection System, TPS)의 설계와 적용은 필수적이다. 열방어 시스템의 적용을 위해서는 목표 유동조건에 대한 사용 소재의 구조적 강건성 및 내/단열성에 대한 파악이 이루어져야 하지만, 극초음속 환경을 지상실험 조건에서 구현하는 것은 막대한 시간과 비용이 소모되기에 본 연구에서는 전산모사를 활용하여 비행체의 온도 증가를 예측하고자 하였다. 본 연구에서는 연성 열공력-열확산 기법을 적용한 복합 열전달 해석을 통해 발생하는 유동 특성인 경계층 천이와 더불어 비행체의 소재 물성과 특성을 반영한 예측을 하였다. 해당 프레임워크는 완전 기체 가정을 기반으로 구축하였다. ANSYS　Fluent를 활용하여 구현한 복합 열전달 해석 프레임워크에 대한 검증은 NASA의 8HTT 고온 풍동 실험 및 Biconic model 실험의 두 가지 케이스에 대해 하였으며, 실험 결과 및 동일한 실험을 바탕으로 수행된 선행연구 모두와 낮은 수준의 오차를 보였다. 검증 해석을 통해 확보한 프레임워크 신뢰성을 바탕으로 실 비행 조건을 적용한 해석을 진행하였으며, 해석 대상으로는 실 비행 실험 데이터가 존재하는 HIFiRE-1과 SCP-01을 선정하였다. HIFiRE-1과 SCP-01 해석에는 완전 난류 해석인 - SST와, 공학적으로 널리 사용되는 경계층 천이 모델인 SST- 모델 및 모델을 사용하여 경계층 천이가 온도 증가 측면에서 비행체에 미치는 영향을 분석하였다. 이어 유동영역이 아닌 고체영역에 초점을 맞춘 내부 복합 단열구조에 대한 최적 설계를 진행하였다. 내부 복합단열구조 최적 설계는 연구를 위해 가정한 가상의 WedgeLE 형상에 대해 UHTC 코팅, 비등방성 열전도도 특성을 가진 비대칭 탄소섬유 복합재, 다공성 탄소 단열재 및 실리카 에어로겔 등 다양한 소재 및 특성을 적용하였으며, 목표한 유동환경에 적합한 최적의 내부 재료 배치를 찾고자 하였다. 실리카 에어로겔이 내부에서 차지할 수 있는 최대면적을 찾고자 실리카 에어로겔 영역의 내부 관심영역의 면적 가중 평균 온도의 최소화를 목적함수로 설정하였으며, 설계변수는 내부 재료가 차지하는 면적을 결정하는 세 가지 변수, a1, a2, p1을 정의하여 라틴하이퍼큐브 샘플링 통한 40개의 데이터 확보 샘플점을 생성하였다. 최적설계는 반응면 대리모델의 구축을 통해 이루어졌으며, 대리모델 구축에는 MATLAB을 활용한 가우시안 프로세스 회귀(Gaussian Process Regression, GPR)모델을 사용하였다. 구축한 반응면 대리모델을 통해 획득한 최적해는 RANS 해석 결과와의 비교를 통해 분석 및 검증하였으며 예측치와 검증치 간 0.09%의 낮은 수준의 목적함수 오차를 식별하였다.

목차 (Table of Contents)

• 1. 서론 1
• 1.1. 연구배경과 목적 1
• 2. 이론적 배경 3
• 2.1. 지배 방정식과 유동 모델 3
• 2.1.1. 기본 지배 방정식 3
• 2.1.2. - SST완전 난류 모델 4
• 2.1.3. -Re,t 경계층 천이 모델 5
• 2.1.4. SST- () 경계층 천이 모델 6
• 2.2. 복합 열전달 해석 프레임워크 7
• 2.2.1 연성 열공력-열확산 연계 기법 7
• 3. 수치기법 9
• 3.1. CFD 해석 기법 9
• 4. 복합 열전달 해석 프레임워크 검증 및 평가 10
• 4.1. NASA ８ft HTT 고온 풍동 실험 10
• 4.1.1. 격자 및 해석 방법 10
• 4.1.2. 검증 결과 11
• 4.2. NASA Biconic model 실험 13
• 4.2.1. 격자 및 해석 방법 14
• 4.2.2. 검증 결과 14
• 5. 실 비행 조건 해석 16
• 5.1. SCP-01 16
• 5.1.1. 형상 및 해석 조건 16
• 5.1.2. 해석 격자 17
• 5.1.3. 예측 천이 지점 비교 18
• 5.1.4. 천이 지점 차이에 의한 영향 비교 19
• 5.2. HIFiRE-1 24
• 5.2.1. 형상 및 해석 조건 24
• 5.2.2. 해석 격자 25
• 5.2.3. 예측 천이 지점 비교 26
• 5.2.4. 천이 지점 차이에 의한 영향 비교 28
• 6. 내부 복합단열구조 최적 설계 32
• 6.1. 최적화 문제 정의 32
• 6.1.1. 리딩엣지 형상 및 소재 정의 32
• 6.1.2. 해석 조건의 선정 33
• 6.1.3. 비등방성 열전도도의 적용 35
• 6.1.4. 형상 파라미터 정의 및 초기 샘플링 39
• 6.1.5. 해석 격자 및 데이터 획득 40
• 6.2. 대리모델링 기법의 선정 및 평가 43
• 6.2.1. 기법 선정 43
• 6.2.2. 대리모델 평가 43
• 6.3. 최적해 도출 및 평가 45
• 6.3.1. 반응면 대리모델 분석 45
• 6.3.2. 복합단열구조 최적해와 검증 49
• 7. 결론 53
• 8. 참고문헌 55