شبيه سازي توزيع دمايي دماغه هاي فناشونده ي ماوراء صوت در طي مسير پرواز به روش گام به گام مكاني

Simulation of temperature distribution for hypersonic ablative noses during flight trajectory by space marching method

استخراج توزيع دمايي در بخش هاي مختلف دماغه جهت انتخاب مواد، جانمايي قطعات، سامانه هاي حساس در داخل آن و...، مستلزم معلوم بودن گرمايش ايروديناميكي القاء شده بر سطح دماغه مي باشد. مقدار اين پارامتر به همراه دماي سطح و ميزان فناشوندگي سطح، بايد در گام هاي زماني بعدي از پرواز تصحيح گردد. جهت محاسبه يا تخمين دقيقي از اين پارامتر، روشهاي محاسباتي مختلفي ارائه شده است، كاملترين و دقيق ترين روش، حل عددي همزمان معادلات كامل ناويراستوكس، تجزيه/يونيزاسيون شيميايي، بقاء گونه ها، مدل اغتشاشي، مدل احتراقي ناشي از فناشوندگي سطح، معادله ي انتقال حرارت دماغه و... با الگوريتم حجم محدود گام به گام زماني است. استفاده از اين الگوريتم در گذر زمان بسيار وقت گير بوده و حجم بالايي از حافظه ي محاسباتي را مي طلبد. بنابراين از روش اختلاف محدود و انتقال معادلات جريان به فضاي رويه اي از طريق توابع نگاشت، استفاده مي گردد. با استفاده از اين انتقال، ميتوان از روشهاي گام به گام مكاني جهت حل معادلات جريان استفاده كرد. بنابراين، در اين تحقيق تخمين دقيق تري از توزيع دمايي دماغه هاي سه بعدي بالاي صوت از طريق حل عددي معادلات جريان به روش گام به گام مكاني لايه ي شوك لزج و لايه مرزي لزج-خودمتشابه صورت گرفت. براساس اين تحقيق، كد جامعي جهت شبيه سازي دمايي دماغه هاي بالاي صوت در گذر زمان تدوين و نتايج آن با نتايج اندازه گيري دمايي آزمايشات پروازي محموله هاي داخلي و نتايج كدهاي مشابه، با خطاي نسبي كمتر از 6 درصد، صحه گذاري گرديد.

Derivation of temperature distribution at the different sections of nose in order to select the material, component, and sensitive system installation on the inside of it involves specifying the induced aeroheating to nose surface. This parameter with surface temperature and recess due to surface ablation must be corrected at the next time step of flight trajectory. Different methods to estimate or calculate aeroheating were created, however, the most accurate method for this purpose is numerical solution of fully Navier Stokes, chemical dissociation and ionization of air, mass conservation of species, turbulence modeling, combustion modeling due to surface ablation, and nose heat transfer equations with time marching finite volume algorithms simultaneously. Utilizing these solvers for flight trajectory is frivoling, and requires high computational memory. Therefore, the finite difference method is used and the governing equations are translated to curvature coordinate by mapping terms. By using this translation, the space marching solvers can be used to solve the governing equations. Therefore, in this research, a more accurate estimation of temperature distribution for 3-D nose of supersonic and hypersonic vehicles was presented by using the numerical space marching solvers such as viscous shock layers and viscous boundary layer methods. So the comprehensive code was created for this purpose. The results of this code were validated by using the temperature telemetry results of flight tests. The relative error of the results was less than 10 percent.