연구에서는 MOC 및 CFD를 이용한 극초음속 노즐 설계 절차를 수립하였다. MOC를 이용하여 설계된 비점성 노즐 형상에 대하여, 점성 유체 전산 해석을 통하여 경계층 두께를 산출하여 노즐 형상을 보정하였다. 여러 가지의 경계층 두께 정의를 비교한 결과, 노즐 단면 최대 속력의 95% 속력을 가지는 경계층 두께의 정의가 설계 마하수를 가장 잘 만족하는 것으로 여겨진다. 노즐 설계과정은 MOC 설계에 대한 격자 형성, 비점성 해석 및 점성 해석, 경계층 보정 및 점성 해석에 의한 확인 및 결과 도출의 순서로 진행되며, 모든 과정은 자동 일괄 처리토록 작성되었다.
A design procedure is established for hypersonic nozzles by using MOC(Method of Characteristics) and CFD. The inviscid nozzle contour is designed by MOC, then BLC(Boundary Layer Correction) is made by evaluating the boundary layer thickness from viscous CFD analysis. By comparing various definitions of the boundary layer thicknesses, it seems that the boundary layer thickness of 95% speed of the maximum value at the cross section satisfies best the design Mach number. Design procedure is as follow; MOC design, grid generation, inviscid analysis, viscous analysis, BLC and viscous analysis for confirmation and post-processing. All procedures are made automatically by using the batch processing.
