ارزيابي حل معادلات لايه‌مرزي و روابط تقريب مهندسي در گرمايش آيروديناميكي اجسام متقارن محوري بازگشتي

Assessment of Solution of the Boundary Layer Equations and Approximate Relations for Aeroheating of Axisymmetric Reentry Vehicles

در فرآيند طراحي، هنگامي‌ كه از يك حلگر براي تحليل اجسام بازگشتي ماوراي‌صوت استفاده شود، داشتن سرعت بالاي محاسباتي در كنار دقت مناسب نتايج از نكات كليدي محسوب مي‌شود. در تحقيق حاضر، نتايج حاصل از حل معادلات لايه‌مرزي آرام با استفاده از روش ماتريس انتگرالي و استفاده از روابط تقريب مهندسي در تخمين گرمايش آيروديناميكي حول اجسام ماورا‌ي‌صوت متقارن محوري بازگشتي مورد ارزيابي قرار مي‌گيرد. نتايج نشان مي‌دهند كه روش‌هاي به‌كار رفته داراي دقت مناسب در تحليل گرمايش آيروديناميكي اجسام متقارن محوري بوده و داراي سرعت بالا در راستاي طراحي آيروديناميكي اجسام بازگشتي هستند. برداشتن گام مكاني در شبيه‌سازي عددي معادلات لايه‌مرزي و همچنين استفاده از تعداد نقاط شبكه كمتر در لايه‌مرزي به دليل استفاده از روش ماتريس انتگرالي نسبت به ساير روش‌هاي عددي، سرعت تحليل معادلات لايه‌مرزي را به‌شدت افزايش مي‌دهد. همچنين انعطاف‌پذيري بالاي روابط تقريب مهندسي در تخمين شار حرارتي روي سطح اجسام بازگشتي، استفاده از آنها را براي طراحي مناسب مي‌سازد. استفاده از يك رابطة تقريب مهندسي جداگانه براي ناحية سكون نتايج گرمايش آيروديناميكي روش تقريبي را در اين ناحيه بهبود مي‌بخشد

When a solver is used for analyzing the hypersonic reentry vehicles, high speed and accuracy of the solver results are the basic parameters in the design process. In the present study, the results obtained by solution of laminar boundary layer equations using integral matrix method and approximate method are assessed in aeroheating prediction around hypersonic axisymmetric reentry bodies. The results show that the applied methods have suitable accuracy in aeroheating and high computational speed for reentry vehicle design. Space marching method in numerical simulation of boundary layer equations and applying less grid point in the boundary layer due to use of integral matrix method rather than other methods efficiently decrease computational costs. Also, high robustness of approximate method in the heat flux prediction over the reentry surface makes it useful for design process.Using a special approximate relation for stagnation region improves the aero-thermodynamics results.