화염유도로 냉각시스템은 우주발사체가 지상에서 이륙 시 엔진 노즐에서 연소 가스가 배출되는 지점에 물을 분사시켜 고온․고속의 엔진 연소 후류와 이로 인해 발생하는 충격파로부터 발사대 지상에 위치하는 구조물을 보호하는 설비이다. 발사대시스템은 특성상 일회성 설비가 아니므로 발사대 지상에 위치하는 구조물을 엔진 연소가스로부터 보호하기 위해 연소 후류를 효율적으로 배출하는 화염유도로 형상과 이를 냉각하는 방법에 대한 연구가 필요하다. 따라서 본 논문에서는 전산유체역학을 이용하여 한국형발사체 화염유도로 냉각시스템에 대한 설계와 검증을 수행하였으며, 다음과 같은 결론을 도출하였다.
첫 번째로 화염유도로 형상은 한국형발사체 엔진 특성과 발사대시스템 지상설비의 구조적 형상 그리고 발사장 주변 환경을 고려하여 설계하였다. 로켓 엔진 연소 후류에 의한 화염유도로 내부 유동은 다양한 충격파 간에 상호 간섭이 발생하고, 연소 반응 생성물에 의한 화학반응이 동반되는 복잡한 유동이다. 이런 복잡한 유동 현상은 전체 화학반응을 고려한 정확한 해석을 위해 엄청난 해석 자원과 시간이 필요하다. 따라서 본 논문에서는 화염유도로 형상에 따른 유동의 배출 형태에 대해 단일화학종 비반응 모델을 사용한 3차원 유동해석을 통해 결과를 비교하였다. 화염유도로는 출구부 형상에 따라 직선형(Flat Type)과 경사형(Bucket Type) 화염유도로로 명명하였다. 해석 결과, 두 가지 형상의 화염유도로는 내부에 형성되는 압력과 온도 분포가 유사하며, 직선형 화염유도로가 유동 배출 측면에서 적합한 형상임을 확인하였다. 다만, 한국형발사체 화염유도로는 나로우주센터 발사장 부지의 환경적인 요인과 발사대시스템 지상설비 배치를 고려하여 경사형 화염유도로로 설계를 확정하였다.
두 번째로 화염유도로 냉각 방식은 중앙 냉각수 분사 방식으로 설계하여 해석적으로 확인하였다. 중앙 냉각수 분사 방식은 나로호 발사대에 적용되었던 냉각수 분사노즐을 역설계하여 냉각수 분사노즐 형상과 배출 형태에 따른 해석을 통해 한국형발사체 화염유도로 내부의 냉각 성능을 확인하였다. 냉각수 분사노즐은 화염유도로 내부를 보호하기 위한 중심 분사부와 냉각수 분사노즐 자체를 보호하기 위한 상면 분사부가 존재한다. 이에 중심 분사부의 유량은 자유류에서 냉각수 분사 유동 해석 수행을 통해 150 kg/s의 유량을 선정하였으며, 벽면 온도가 약 1,000 K 저감되는 것을 확인하였다.
세 번째로 케로신/산화제를 추진제로 사용하는 발사체 연소가스의 복사모델 적용을 위해 화학종과 비열비를 수정한 비반응 모델의 해석을 수행하여 단일화학종 비반응 모델보다 반응모델에 유사한 다화학종 비반응 모델을 개발하였다. 단일화학종 비반응 모델은 효율적인 해석을 위해 반응과 복사 현상을 제외하고 비열을 수정하여 압축성 유동만을 해석에 적용한 모델이다. 그러나 단일 화학종 비반응 모델은 노즐 출구 중심에서 수직한 방향의 온도장에만 의미있는 결과를 나타내므로 화염유도로 전체 내부 유동 해석에 적용하는데 한계가 있다. 따라서 본 논문에서는 화염유도로 내부 유동해석에서 반응은 제외하고, 가스 복사 현상을 적용할 수 있는 4화학종 비반응 모델을 개발하여 해석을 수행하였다. 본 논문에서는 이를 4화학종 비반응 모델로 명명하였다. 4화학종 비반응 모델은 복사 현상을 고려하기 위해 H2O, CO, CO2 그리고 가상의 화학종인 플룸(Plume)으로 구성되며, 플룸 가스의 비열을 조정하여 4화학종 모델의 정압 비열을 단일화학종 모델과 동일하게 설정하였다.
최종적으로 본 논문에서는 복사 열전달 효과를 적용한 4화학종 비반응 모델을 사용하여 로켓 연소 후류가 주변에 미치는 영향에 대해 실제 반응모델과 근접한 현상을 모사함으로써 한국형발사체 엔진 연소 후류가 발사대 지상설비에 미치는 영향에 대해 분석하였다. 4화학종 비반응 모델을 적용한 해석 결과는 단일 화학종 비반응 모델의 해석 결과와 비교하여 복사 효과 적용으로 인해 화염유도로 충돌점 부근의 벽면 온도가 약 500~1000 K 저감되는 것을 확인하였다.
본 논문의 연구결과는 추후 시험발사체와 한국형발사체 발사 운용 시 계측된 결과와 비교하여 개발한 모델에 대한 타당성 검증이 가능할 것으로 판단된다. 또한 향후 차세대 발사체를 개발, 시험, 운용하기 위한 지상설비를 구축하는데 기초 자료로 사용될 수 있을 것으로 기대된다.

The flame deflector cooling system is a facility for protecting the structures located on the launching ground from the high-temperature, high-speed engine exhaust gas and the resulting shock waves by spraying water to the point where the combustion gas is discharged from the engine nozzle when the space launch vehicle takes off the ground. Because the launch complex is not a one-time facility, the shape of the flame deflector for the efficient discharge the combustion exhaust gas and a method of cooling it should be researched to protect the structures on the launch complex from the engine combustion gases. Therefore, in this study, the flame deflector cooling system of Korea Space Launch Vehicle-II(KSLV-II) was designed and verified using the computational fluid dynamics, and the following conclusions were derived.
First, the shape of the flame deflector was designed considering the engine characteristics of the KSLV-II, the structural shape of the launch complex ground facility, and the environment around the launch complex. The internal flow of the flame deflector by the rocket engine exhaust gas is a complex flow that generates interferences between various shock waves and chemical reactions by combustion reaction products. This complex flow requires enormous resources and time for accurate analysis considering the entire chemical reactions. In this study, three-dimensional flow analysis was conducted using the single species unreacted flow model for the flow discharge type and the analysis results were compared by the flame deflector shape. The flame deflectors were classified by the outlet shape and named flat type and bucket type flame deflectors. The analysis results showed that the two shapes of flame deflectors had similar pressure and temperature distributions inside them, and the flat type flame deflector was found to have the appropriate shape in terms of flow discharge. However, for the KSLV-II, the bucket type flame deflector design was selected considering the environmental factors of the Naro Space Center launch site and the arrangement of ground facilities for the launch complex system.
Second, the flame deflector cooling system was designed as the central cooling water spray type and verified analytically. For the central cooling water spray type, the cooling water spray nozzle that had been applied to the launch complex for the Korea Space Launch Vehicle-I(KSLV-I) was reverse engineered and the cooling performance inside the KSLV-II flame deflector was verified through an analysis by the cooling water spray nozzle shape and discharge type. The cooling water spray nozzle has a central spray unit to protect the inside of the flame deflector and a top spray unit to protect the cooling water spray nozzle itself. The flow rate of the central spray unit was selected as 150 kg/s through cooling water spray flow analysis in free flow, and the wall temperature was found to be decreased by 1,000 K.
Third, a multi-species unreacted flow model was developed, which is closer to the reaction model than the single species unreacted flow model, by performing an analysis of the unreacted flow model where the chemical species and the specific heat ratio was modified in order to apply the radiation model of the launch vehicle combustion gas that uses kerosene/oxidizer as the propellant. The single species unreacted flow model applies only the compressive flow by excluding reaction and radiation phenomena and modifying the specific heat for efficient analysis. However, the single species unreacted flow model has limitation in application to the total internal flow analysis because it only shows meaningful results for a temperature field that is perpendicular from the nozzle outlet center. In this study, therefore, a four-species unreacted flow model, to which the gas radiation phenomenon can be applied, was developed with the exclusion of reaction in the internal flow analysis of flame deflector. This was named the four species unreacted flow model in this study. The four-species unreacted flow model consists of H2O, CO, CO2 and a virtual species Plume, to consider the radiation phenomenon. Furthermore, the specific heat under constant pressure was set identical to that of the single species model by adjusting the specific heat of the Plume gas.
Lastly, the effect of the KSLV-II engine exhaust gas on the launch complex ground facilities was analyzed by simulating a phenomenon that is similar to the actual reaction model for the effects of rocket combustion exhaust gas on the surroundings with the four-species unreacted flow model applying the radiation heat transfer effect. The analysis results of the four-species unreacted flow model showed that the wall temperature near the impingement point of the flame deflector was lower by approximately 500-1000 K compared to that of the single species unreacted flow model.
The validity of the results of this study for the developed model can be verified by comparing it with the measurement results for the launch of the test launch vehicle and the KSLV-II in the future. Furthermore, the results of this study are expected to be used as the basic data for constructing the ground facilities for the development, test, and operation of the next-generation launch vehicle in the future.