شبیه سازی عددی اثرات تشعشع روی گرمایش آیرودینامیکی دماغه فناپذیر به روش VSL-VBLS

نوع مقاله: مقاله مستقل

نویسندگان

1 دانشیار، مهندسی هوافضا، دانشگاه جامع امام حسین(ع)، تهران

2 دانشجوی دکتری، هوافضا- جلوبرنده، دانشگاه جامع امام حسین(ع)، تهران

چکیده

یکی از پارامترهای اصلی جهت طراحی دماغه های ماوراء صوت، گرمایش تشعشعی اعمال شده بر دیواره است. مقدار گرمایش ایرودینامیکی، در طی پرواز تغییر می کند. جهت تخمین دقیقی از آن، روشهای مختلفی ارائه شده است، کاملترین روش جهت حل معادلات ناویراستوکس، واکنشهای شیمیایی، فناشوندگی، بقاء گونه ها، اغتشاشی، انتقال حرارت، استفاده از الگوریتم حجم محدود است. استفاده از این الگوریتم در گذر زمان، حجم بالایی از حافظه محاسباتی را می طلبد، بنابراین از روش اختلاف محدود و انتقال معادلات به فضای رویه ای از طریق توابع نگاشت، استفاده گردید. الزام انتخاب نوع روش گام به گام مکانی، عدم انتشار اطلاعات از پایین دست جریان است. ترکیبی از روشهای لایه شوک لزج در بدنه و لایه مرزی لزج خودمتشابه در نقطه سکون، الزام مذکور را با فرض شفاف بودن المانهای مخلوط ، ارضاء می کند. با استفاده از روش مذکور، انطباق خوبی بین نتایج گرمایش تشعشعی با تحقیقات مشابه، مشاهده شد. در اعداد ماخ بیشتر از 40، انحراف در نتایج شروع شد. در مقایسه با تنایج تست، مشاهده شد که رفتار تغییرات گرمایش تشعشعی بر حسب فاصله رویه ای، نسبت به تحقیقات مشابه، منطقی تر بود، همچنین در اعداد ماخ کمتر از 6، سهم گرمایش تشعشعی نسبت به جابجایی و هدایتی قابل اغماض است.

کلیدواژه‌ها

موضوعات


[1]  Anderson JD (1989) Hypersonic and high temperature gas dynamics. 2nd edn. 978-964-2751-04-4, New York: 25-346.

[2]  Benjamine J, Garland A, Swanson G (1957) Aerodynamic heating and boundary-layer transition on a 1/10-power nose shape in free flight at mach numbers up to 6.7. NASA Research Memorandum Bressette Langley Aeronautical Laboratory NASA: 5-17.

[3]  Chauvin L, Katherine C(1957)  Boundary-layer transition and heat-transfer measurements from flight tests of blunt and sharp  cones at mach numbers from 1.7 to 4.7. NASA RM L57DO4: 12-27.

[4]  Howard S, Walter E (1957) Heat-Transfer and pressure distribution on six blunt noses at a mach number of 2. NASA Research Memorandum Bressette Langley Aeronautical Laboratory NASA: 21-28.

[5]  Kumar A(1980) Laminar and turbulent flow solutions with radiation and ablation injection for jovian entry. AIAA J 90(5): 80-88.

[6]  Sutton K (1985) Air radiation revisited in thermal design of aeroassisted orbital transfer vehicles. AIAA J 96(12): 419-441.

[7] رحمانپور م،  ابراهیمی ر، شمس م (1385) حل میدان با احتساب واکنش‌های شیمیایی غیرتعادلی به منظور محاسبه چگالی الکترونی اطراف یک جسم با دماغه پخ. دهمین کنفرانس دینامیک شاره‌ها، یزد، دانشگاه یزد، دانشکده مهندسی مکانیک.

[8]  Gollan RJ (2011) Numerical modeling of radiating superorbital flows. 3th edn. The University of Queensland Brisbane 4072, Australia: 29-37.

[9]  Potter, DF (2011) Modelling of radiating shock layers for atmospheric entry at Earth and Mars. Scientaa AC Abore, s4029188 phD Thesis: 48-82.

[10] کریمیان ر، غفاریان م، عزیزی ح (1392) حل جریان ماورا صوت روی بدنه موشک با در نظر گرفتن اثرات هوای دما بالا جهت تعیین گرمایش آیرودینامیکی. طرح پژوهشی دانشگاه صنعتی امیرکبیر، دانشکده مهندسی هوا و فضا.

[11] Benjamin S, Roy H, Paul HS, Baumanb  T , Oliver TA (2014) Modeling hypersonic entry with the fully-implicit Navier–Stokes (FIN-S) stabilized finite element flow solver. Comput Fluids 92(4): 281-292. 

[12] Ekert ER (1986) Engineering relations for heat transfer and friction in high-velocity laminar and turbolent boundral-layer flow over surfaces with constant pressure and temperature. Trans ASME 78(6): 127-131.

[13] Zein TF (1999)  Heat transfer in the melt layer of a simple ablation model. J Thermophys Heat Tr 13(4): 58-72.

[14] Miner EW (1975) Computer user’s guide for a chemically reacting viscous shock layer code, NASA CR-2551: 5-29.

[15] Bryknia G, Scott S (1998) An approximate axisymmetric viscous shock layer aeroheating method for three-dimensional bodies. AIAA NASA/TM198-207890: 4-17.

[16] Chen YK, Milos FS (2012)  Finite-rate ablation boundary conditions for carbon-phenolic heat-shield. NASA Ames Research Center, Moffett Field, CA 94035-1000: 8-34.

[17] Park C (2002) Calculation of stagnation point heat transfer for pioneer venus probes. Proposed NASA Technical Memorandum: 12-26.

[18] هولمن ج، تاجور ح‌ح (1989) انتقال حرارت. چاپ پنجم. کانون کتاب دانشگاهی، مرکز خدمات فرهنگی سالکان: 240-354.

[19] Anderson JD (1967)  Nongray Radiative transfer effects on the radiating stagnation region shock layer and stagnation point heat transfer. NOLTR U.S. Naval Ordnance Laboratory, White Oak  MD: 67-104.