بررسي عددي شوك حرارتي در دماغه‌ سامانه‌هاي هوافضايي

Numerical Analysis of Heating Shock on Nose of Aerospace Projectiles

در مقاله حاضر به بررسي و محاسبه تنش هاي حرارتي دماغه‌هاي گرافيتي مورد استفاده در سامانه‌هاي هوافضايي پرداخته شده و معادلات حاكم، شرايط مرزي، نرخ عقب‌نشيني سطح، مدل فناشوندگي گرافيت و توليد شبكه پويا تشريح شده است. جهت محاسبه تنش هاي حرارتي، ابتدا حل عددي دوبعدي انتقال حرارت هدايتي به صورت غيردايم در يك شبكه متحرك بي‌سازمان به روش حجم محدود در كل مدت زمان بازگشت به جو انجام شده است. سپس نتايج محاسبات تحليل حرارتي توسط يك كد رابط به نرم افزار تحليل سازه‌اي منتقل شده و در هر گام زماني با اعمال فشار آيروديناميكي به صورت متغير با زمان و مكان، تنش حرارتي ايجادشده در مدت زمان بازگشت به جو محاسبه شده است. در بررسي اعتبارسنجي روش ارايه شده، ملاحظه گرديد نتايج محاسبات با نتايج ساير مراجع تطابق خوبي دارد.

In this article thermal stress of graphite nose of aerospace projectiles is investigated. The governing equations, boundary conditions, rate of surface recession, ablation model of graphite, and also moving mesh generation are described. In order to calculate thermal stress, at first unsteady heat transfer equation in an unstructured moving mesh is solved using finite volume method for reentry period, then the results of the thermal analysis are transferred to a structure analysis software. Aerodynamic pressure is applied as a variable with time and position and thermal stress is calculated for the reentry flight. There is a good agreement between the current results and those of the other researchers.