ارزیابی حل معادلات لایه‌مرزی و روابط تقریب مهندسی در گرمایش آیرودینامیکی اجسام متقارن محوری بازگشتی

نویسندگان

پژوهشگاه هوافضا

چکیده

در فرآیند طراحی، هنگامی‌که از یک حلگر برای تحلیل اجسام بازگشتی ماورای‌صوت استفاده شود، داشتن سرعت بالای محاسباتی در کنار دقت مناسب نتایج از نکات کلیدی محسوب می‌شود. در تحقیق حاضر، نتایج حاصل از حل معادلات لایه‌مرزی آرام با استفاده از روش ماتریس انتگرالی و استفاده از روابط تقریب مهندسی در تخمین گرمایش آیرودینامیکی حول اجسام ماورا‌ی‌صوت متقارن محوری بازگشتی مورد ارزیابی قرار می‌گیرد. نتایج نشان می‌دهند که روش‌های به‌کار رفته دارای دقت مناسب در تحلیل گرمایش آیرودینامیکی اجسام متقارن محوری بوده و دارای سرعت بالا در راستای طراحی آیرودینامیکی اجسام بازگشتی هستند. برداشتن گام مکانی در شبیه‌سازی عددی معادلات لایه‌مرزی و همچنین استفاده از تعداد نقاط شبکه کمتر در لایه‌مرزی به دلیل استفاده از روش ماتریس انتگرالی نسبت به سایر روش‌های عددی، سرعت تحلیل معادلات لایه‌مرزی را به‌شدت افزایش می‌دهد. همچنین انعطاف‌پذیری بالای روابط تقریب مهندسی در تخمین شار حرارتی روی سطح اجسام بازگشتی، استفاده از آنها را برای طراحی مناسب می‌سازد. استفاده از یک رابطة تقریب مهندسی جداگانه برای ناحیة سکون نتایج گرمایش آیرودینامیکی روش تقریبی را در این ناحیه بهبود می‌بخشد

کلیدواژه‌ها


عنوان مقاله [English]

Assessment of Solution of the Boundary Layer Equations and Approximate Relations for Aeroheating of Axisymmetric Reentry Vehicles

نویسندگان [English]

  • رامین کمالی مقدم
  • سحر نوری
  • محمدرضا سلیمی
  • مجتبی شیدا
  • سیدامیر حسینی
چکیده [English]

When a solver is used for analyzing the hypersonic reentry vehicles, high speed and accuracy of the solver results are the basic parameters in the design process. In the present study, the results obtained by solution of laminar boundary layer equations using integral matrix method and approximate method are assessed in aeroheating prediction around hypersonic axisymmetric reentry bodies. The results show that the applied methods have suitable accuracy in aeroheating and high computational speed for reentry vehicle design. Space marching method in numerical simulation of boundary layer equations and applying less grid point in the boundary layer due to use of integral matrix method rather than other methods efficiently decrease computational costs. Also, high robustness of approximate method in the heat flux prediction over the reentry surface makes it useful for design process.Using a special approximate relation for stagnation region improves the aero-thermodynamics results.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Non
  • similar boundary layer equestions
  • Approximat boundary
  • Integred matrix method
  • Aeroheatin
  • Hypersonic Flow