تحليل گرمايشي و آيروترموديناميكي سامانه‌هاي هوافضايي با استفاده از يك روش مهندسي

Heating and Aerothermodynamic Analysis of Aerospace Vehicles Using an Engineering Method

در اين مقاله يك روش مهندسي بسيار سريع جهت تخمين شار حرارتي جابجايي بر روي سامانه‌هاي ابرصوتي متقارن محوري معرفي شده است. جهت محاسبه خواص جريان در لبه لايه مرزي (شامل فشار، دما، سرعت و ...) از جداول حاصل از حل عددي جريان غيرلزج يك مرجع روسي استفاده شده و براي حل جريان ناحيه لزج، معادلات انتقال حرارت جابجايي "ذوبي" به كار گرفته شده است. همچنين براي محاسبه خواص ترموفيزيكي سيال از مدل گاز حقيقي استفاده شده است. هدف اصلي از اين پژوهش، تهيه يك نرم‌افزار رايانه‌اي بسيار سريع جهت محاسبات آيروترموديناميكي سامانه‌هاي ابرصوتي است كه در طراحي سپرهاي حرارتي مورد استفاده قرار مي‌گيرد. نتايج حاصل از نرم‌افزار، با نتايج محققان ديگر مقايسه شده و از صحت روش مهندسي مورد استفاده و نيز كد تهيه شده اطمينان حاصل شده است.

In this paper, a very fast engineering method is introduced to estimate convection heat flux on axisymmetric and hypersonic projectiles. For calculation of properties flow at the edge of boundary layer (pressure, temperature and velocity), the results of in viscid flow analysis reported in tables (from a Russian reference) was used and for viscous region, Zoby’s convection heat transfer equations was implemented. Moreover, real gas assumption was used for thermo physical properties of the fluid, The main goal of this research is to develop avery fast computer code for aero thermodynamic calculations of hypersonic cvehicles that may be used as a tool forde signing of heat shields. The results of the present method were compared with those of the other researchers and there is good agreement between them.