پديد آورندگان :
دوستدار ،محمد مهدي دانشگاه جامع امام حسين(ع)- تهران , مرداني،مرتضي دانشگاه جامع امام حسين(ع)- تهران , قدك، فرهاد دانشگاه جامع امام حسين(ع)- تهران
كليدواژه :
جسم شفاف , گرماي تشعشعي , فضاي رويه اي , توابع نگاشت , گام به گام مكاني
چكيده فارسي :
يكي از پارامترهاي اصلي جهت طراحي دماغه هاي ماوراء صوت، گرمايش تشعشعي اعمال شده بر ديواره است. مقدار گرمايش ايروديناميكي، در طي پرواز تغيير مي كند. جهت تخمين دقيقي از آن، روشهاي مختلفي ارائه شده است، كاملترين روش جهت حل معادلات ناويراستوكس، واكنشهاي شيميايي، فناشوندگي، بقاء گونه ها، اغتشاشي، انتقال حرارت، استفاده از الگوريتم حجم محدود است. استفاده از اين الگوريتم در گذر زمان، حجم بالايي از حافظه محاسباتي را مي طلبد، بنابراين از روش اختلاف محدود و انتقال معادلات به فضاي رويه اي از طريق توابع نگاشت، استفاده گرديد. الزام انتخاب نوع روش گام به گام مكاني، عدم انتشار اطلاعات از پايين دست جريان است. تركيبي از روشهاي لايه شوك لزج در بدنه و لايه مرزي لزج خودمتشابه در نقطه سكون، الزام مذكور را با فرض شفاف بودن المانهاي مخلوط ، ارضاء مي كند. با استفاده از روش مذكور، انطباق خوبي بين نتايج گرمايش تشعشعي با تحقيقات مشابه، مشاهده شد. در اعداد ماخ بيشتر از 40، انحراف در نتايج شروع شد. در مقايسه با تنايج تست، مشاهده شد كه رفتار تغييرات گرمايش تشعشعي بر حسب فاصله رويه اي، نسبت به تحقيقات مشابه، منطقي تر بود، همچنين در اعداد ماخ كمتر از 6، سهم گرمايش تشعشعي نسبت به جابجايي و هدايتي قابل اغماض است.
چكيده لاتين :
One of the basic parameter to design the hypersonic noses is the induced radiative heating to wall. During flight trajectory, the magnitude of aerodynamic heating changes. To accurate estimation of it, the different methods, is presented which, the numerical solution of navier stocks, chemical reactions, ablative modeling, species conservation, turbulence modeling, heat transfer equations with the finite volume algorithms is perfect method. Utilizing these solvers for flight trajectory require the high computational memory. Therefore, the finite difference method have been used, and the equations have been translated to curvature coordinate by mapping terms. The non propagation of data from flow downstream is the requirement to select the type of the space marching solver, and combination of viscous shock layer at body and similarity of viscous boundary layer at stagnation point methods are pass the mentioned requirement by using the lucidity assumption of the mixture elements. With utilizing this method, the radiative heating results of this research have been the excellence compliance with similar researchs. The results deviation started at Mach number greather than 40 but, in comparative to test results, the behavior of radiative heating variations in accordance with the curvature distance was more logical than the similar researchs. So, at Mach number smaller than 6, the radiative heating, in comparative to conduction and convection heating, is dispensable.
