Modares Mechanical Engineering
مهندسی مکانیک مدرس
Modares Mechanical Engineering
Engineering & Technology
http://mme.modares.ac.ir
1
admin
1027-5940
2476-6909
10.22034/mme
fa
jalali
1395
11
1
gregorian
2017
2
1
16
12
online
1
fulltext
fa
شبیه سازی توزیع دمایی دماغه های فناشونده ی ماوراء صوت در طی مسیر پرواز به روش گام به گام مکانی
Simulation of temperature distribution for hypersonic ablative noses during flight trajectory by space marching method
استخراج توزیع دمایی در بخشهای مختلف دماغه جهت انتخاب مواد، جانمایی قطعات، سامانه های حساس در داخل آن و...، مستلزم معلوم بودن گرمایش ایرودینامیکی القاء شده بر سطح دماغه می باشد. مقدار این پارامتر به همراه دمای سطح و میزان فناشوندگی سطح، باید در گام های زمانی بعدی از پرواز تصحیح گردد. جهت محاسبه یا تخمین دقیقی از این پارامتر، روشهای محاسباتی مختلفی ارائه شده است، کاملترین و دقیق ترین روش، حل عددی همزمان معادلات کامل ناویراستوکس، تجزیه/یونیزاسیون شیمیایی، بقاء گونه ها، مدل اغتشاشی، مدل احتراقی ناشی از فناشوندگی سطح، معادله ی انتقال حرارت دماغه و... با الگوریتم حجم محدود گام به گام زمانی است. استفاده از این الگوریتم در گذر زمان بسیار وقت گیر بوده و حجم بالایی از حافظه ی محاسباتی را می طلبد. بنابراین از روش اختلاف محدود و انتقال معادلات جریان به فضای رویه ای از طریق توابع نگاشت، استفاده می گردد. با استفاده از این انتقال، میتوان از روشهای گام به گام مکانی جهت حل معادلات جریان استفاده کرد. بنابراین، در این تحقیق تخمین دقیق تری از توزیع دمایی دماغه های سه بعدی بالای صوت از طریق حل عددی معادلات جریان به روش گام به گام مکانی لایه ی شوک لزج و لایه مرزی لزج-خودمتشابه صورت گرفت. براساس این تحقیق، کد جامعی جهت شبیه سازی دمایی دماغه های بالای صوت در گذر زمان تدوین و نتایج آن با نتایج اندازه گیری دمایی آزمایشات پروازی محموله های داخلی و نتایج کدهای مشابه، با خطای نسبی کمتر از 6 درصد، صحه گذاری گردید.
Derivation of temperature distribution, at the different sections of nose, to select the material, component, and sensitive system installation at inside of it, implicates to specifying the induced aeroheating to the nose surface. This parameter with surface temperature and recess due to surface ablation must be corrected at next time steps of flight trajectory. The different methods, to estimate or calculation of aeroheating, were created whereas the most accurate method for this purpose is numerical solution of fully navier stocks, chemical dissociation and ionization of air, mass conservation of species, turbulence modeling, combustion modeling due to surface ablation, nose heat transfer equations with time marching finite volume algorithms simultaneously. Utilizing these solvers for flight trajectory is snail, and it’s required the high computational memory. Therefore, the finite difference method is used, and the governing equations are translated to curvature coordinate by mapping terms. By using this translation, to solve the governing equations, the space marching solvers can be used. Therefore, in this research, the more accurate estimation of temperature distribution for 3-D nose of supersonic and hypersonic vehicles was presented by using the numerical space marching solvers such as viscous shock layers and viscous boundary layer methods. Therefore, the comprehensive code was created to this purpose. The results of this code were validated by using the temperature telemetry results of flight tests. The relative error of the results was less than 10 percent.
توزیع دمایی,روش گام به گام مکانی,روش لایه ی شوک لزج,روش لایه مرزی لزج خودمتشابه,فناشوندگی سطح
Temperature contour,Space marching solvers,viscous shock layer method,Similarity of viscous boundary layer method,Surface ablation
163
174
http://mme.modares.ac.ir/browse.php?a_code=A-15-1000-6705&slc_lang=fa&sid=15
Mohammad Mahdi
Doustdar
محمد مهدی
دوستدار
100319475328460065166
100319475328460065166
Yes
استاد/دانشگاه امام حسین (ع)
Morteza
Mardani
مرتضی
مردانی
100319475328460065167
100319475328460065167
No
دانشجو، محقق
Farhad
Ghadak
فرهاد
قدک
100319475328460065168
100319475328460065168
No
دانشیار دانشگاه امام حسین(ع)