بررسي اثرات كاتاليتيكي ديواره روي گرمايش آيروديناميكي دماغه هاي فناشونده ماورا صوت، به روش گام به گام مكاني

Investigation of Wall Catalytic Effects on the Aerodynamic Heating of Hypersonic Ablative Noses, Space Marching Method

دقيق ترين روش جهت محاسبه گرمايش آيروديناميكي حل عددي جريان است. استفاده از شيوه حجم محدود جهت حل كامل معادلات ناوير- استوكس در گذر زمان بسيار وقت گير است. بنابراين، با استفاده از الگوريتم اختلاف محدود و انتقال معادلات به فضاي رويه اي از طريق توابع نگاشت و روش تركيبي لايه شوك لزج و لايه مرزي خودمتشابه، كد CTCA تدوين شد. مشخص نمودن غلظت جرمي گونه ها در مرز ديواره، ناشي از فعل و انفعالات شيميايي، فناشوندگي سطح و تجزيه/ يونيزاسيون هوا از ورودي هاي اصلي حل ميدان جريان دماغه هاي ماورا صوت است. غلظت جرمي گونه ها در مرز ديواره ناشي از فعل و انفعالات شيميايي نيز به نوع كاتاليتكي ديواره يا مدت زمان توقف جريان در نقطه خاصي از ديواره، وابسته است. در ديواره هاي كاملاً كاتاليتيك، ميزان توقف جريان از زمان لازم جهت تعادل فعل و انفعالات شيميايي بيش تر بوده و شرايط مرزي ديواره با فرض حالت تعادل شيميايي مشخص مي شود. همچنين، در ديواره هاي غيركاتاليتيك، ميزان توقف جريان بسيار كم تر از زمان لازم جهت تعادل فعل و انفعالات شيميايي است و شرايط مرزي ديواره با فرض حالت انجمادي مشخص مي شود. ميزان كاتاليتيكي ديواره به متوسط نرخ تركيب مجدد گونه ها وابسته بوده و اين پارامتر يكي از ورودي هاي مسيله است. بنابراين، در اين تحقيق اثرات كاتاليتيكي ديواره روي گرمايش آيروديناميكي دماغه هاي فناشونده به روش گام به گام مكاني مورد بررسي قرار گرفت. نتايج اين تحقيق نشان داد كه فرض كاتاليتكي ديواره در نقطه سكون و غيركاتاليتكي در بدنه دماغه ها فرض معقولي است.

The most accurate method for calculating aerodynamic heating is numerical. Using finite volume method to solve unsteady Navier-Stokes equations is very time consuming. So using finite difference method, transferring the equations to general coordinates mapping functions, and combining the viscous shock layer and similarity of boundary layer, the CTCA Code was developed. Determine the species mass concentration at the wall boundary due to chemical reactions of surface ablation and air dissociation/ionization, is one of the main inputs to solve the flow field around the hypersonic noses. Species mass concentration at the wall boundary, due to chemical reactions, depends on catalytic wall type or time duration of flow stop at the specified point of the wall. For fully catalytic walls, the time duration of flow stop is greater than the time required to equivalence chemical reactions and that the wall boundary conditions are determined using the chemical equilibrium assumption. Also, in the non-catalytic walls, the time duration of flow stop is less than the time required for chemical reactions and they are determined using chemical frozen assumption. The severity of wall catalyst depends on recombination average rate of species and this parameter is one of the inputs to solve the problem. Therefore in this study, the wall catalytic effects on the aerodynamic of ablative noses were investigated by space marching method. The results of current research shows that, the fully catalytic at stagnation points and the non-catalytic at body are reasonable assumptions.