عنوان مقاله :
شبيهسازي عددي جريان ابرصوتي حول بدنه هاي سرپخ و باريك نوكتيز
عنوان به زبان ديگر :
Computational Simulation of Hypersonic Flow around Blunt and Slender Pointed Bodies A
پديد آورندگان :
طربي، عباس نويسنده tabari, abbas , طيبي رهني ، محمد نويسنده Taeibi-Rahni, mohammad
اطلاعات موجودي :
فصلنامه سال 1389 شماره 19
كليدواژه :
لايةمرزي تراكم پذير , جريان ابرصوتي , لايه شوك , Aerothermodynamic Phenomena , Compressible Boundary Layer , Hypersonic flow , shock layer , پديدههاي آئروترموديناميكي
چكيده فارسي :
در اين مقاله، شبيهسازي جريان ابرصوتي حول دماغه با حل معادلات ناوير-استوكس به صورت عددي انجام گرفته است. با توجه به اينكه حل اين معادلات به فرم كامل به حافظه و زمان زياد رايانه نياز دارد، در بيشتر موارد از فرم ساده شدة آنها استفاده ميشود. در اين بررسي، محاسبه مشخصات جريان ابرصوتي، همچون گرمايش آيروديناميكي و اصطكاك پوستهاي سطح حول بدنههاي سرپخ و نوكتيز، به وسيلة حل كامل معادلات لايهمرزي تراكم پذير در رژيمهاي آرام، گذرا و آشفته انجام شده است. تعيين ميزان گرمايش حرارتي اعمالي روي سطح به واسطه حل كامل ميدانهاي جريان غيرلزج و لزج بعد از موج ضربهاي جلو دماغة جسم امكانپذير است. ابتدا، جريان غيرلزج در لايه شوك حول جسم حل شده و سپس با استفاده از نتايج آن خواص لبة لايه مرزي و همچنين خطوط جريان روي سطح محاسبه شده است. براي حل معادلات متوسطگيري شده، مدلهاي آشفتگي دولايهاي به كار رفته است. معادلات به وسيله تبديل لوي- ليز به مختصات شامل خطوط جريان منتقل شده و سپس با توجه به طبيعت سهموي آنان به صورت قدم به قدم حل شدهاند. حل عددي معادلات به روش تفاضل محدود سه نقطهاي ضمني انجام گرفته است. نتايج حاصل از شبيهسازي عددي با نتايج تجربي و عددي ديگران مورد مقايسه قرار گرفته كه تطابق خوبي را نشان ميدهند.
چكيده لاتين :
The purpose of this investigation is consideration of aerothermodynamic phenomena over blunt and slender pointed bodies in hypersonic flows. Such results may be obtained by numerically solving the full Navier-Stokes equations or one of their various subsets, such as PNS equations. However, due to the excessive computer storage and CPU requirements, most people use their simple forms. In this work, a computer code was developed that uses an implicit finite difference method to solve non-similar, full compressible boundary layer equations for laminar, transitional, and turbulent flows over blunt and slender pointed bodies in hypersonic flows. Different test cases were studied and the related results were compared to benchmark CFD and experimental data showing relatively close agreements.
عنوان نشريه :
مكانيك هوافضا
عنوان نشريه :
مكانيك هوافضا
اطلاعات موجودي :
فصلنامه با شماره پیاپی 19 سال 1389
كلمات كليدي :
#تست#آزمون###امتحان