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]

  • R. Kamali –Moghadam
  • S. Nouri
  • M. R. Salimi
  • M. Sheida
  • S. A. Hosseini

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
[1] Bartlett, E. P. and Kendall, R. M., “Nonsimilar Solution of the Multicomponent Laminar Boundary Layer by an Integral Matrix Method,” NASA CR-1062, Part I, 1967.
[2] Anderson, L. W. and Kendall, R. M., “A Nonsimilar Solution for Multicomponent Reacting Laminar and Turbulent Boundary Layer Flows Including Transverse Curvature,” AFWL TR-69-106, 1970.
[3] Hamilton, H. H., Millman, D. R. and Greendyke, R. B., “Finite-Difference Solution for Laminar or Turbulent Boundary Layer Flow over Axisymmetric Bodies with Ideal Gas, CF4, or Equilibrium Air Chemistry,” NASA CR-3271, 1992.
[4] Catherall, D. and Mangler, K.W., “The Integration of the Two-Dimensional Laminar Boundary-Layer Equations Past the Point of Vanishing Skin Friction,” Journal of Fluid Mechanics, Vol. 26, Issue 01, 1966, pp.163-182.
[5] Lewins, J. D. “Comparative Solutions to the Integral-Approximate Thermal Boundary Layer Equations for a Flat Plate,” International Journal of Mechanical Engineering Education, Vol. 32, Issue 4, 2004, pp. 316-344.
[6] Dejarnette, F. R., Hamilton, A. H., Weilmuenster K. J. and Cheatwood F. M., “A Review of Some Approximate Methods Used in Aerodynamic Heating Analysis,” Journal of Thermo physics, Vol. 1, No. 1 1978, pp. 5-12.
[7] Dejarnette, F. R and Hamilton, H. H., “Inviscid Surface Streamlines and Heat Transfer on Shuttle-Type Configurations,” Journal of Spacecraft, Vol. 10, No. 5 , 1973, pp.314-321.
[8] Riley, C. J. and Dearnette, F. R, “Engineering Aerodynamic Heating Method for Hypersonic Flow,” Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 29, No. 3, 1992, pp.327-339.
[9] Shimshi, J. P. and Walberg, G. D., “Aerodynamic Heating to Spherically Blunted Cones at Angle of Attack,” Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 32, No 33, 1995, pp. 559-561.
[10] Carlson, H. A., “Aerothermodynamics Analyses of Hypersonic Blunt Body Flows,” Journal of Spacecraft and Rocket, Vol. 36, No. 6, 1999, pp. 912-915.
[12] Anderson, J. D. Hypersonic and High Temperature Gas Dynamics, NewYork: McGraw-Hill Book Company, 1989.
[13] Eckert, E. R. G., “Engineering Relations for Friction and Heat Transfer to Surfaces in High Velocity Flow,” Journal of the Aeronautical Sciences, Vol. 22, No .8, 1955, pp. 585-587.
[14] Fay, J. A. and Riddle, F. R., “Theory of Stagnation Point Heat Transfer in Dissociated Air,” Journal of the Aerospace Sciences, Vol. 25, No.2, 1958, pp. 73-85.
[15] Kamali Moghadam, R. and Salimi, M. R. “Hypersonic Flow Solution around the Axisymmetric Reentry Vehicles Using Laminar Boundary Layer Equations by Integral Matrix Method,” the first Aero-Hydro Conference, Iran, 2012 (In Persian).
[16] Cleary, J. W., “Effects of Angle of Attack and Bluntness on Laminar Heating- Rate Distributions of  Angle 15 Cone at a Mach Number of 10.6,” NASA Technical Note, TN D-5450, October 1969.
[17] Cheatwood, F. and Dejarnet, F. R., “Approximate Viscous Shock Layer Technique for Calculating Hypersonic Flows about Blunt-Nosed Bodies,” Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 31, No. 4, 1994, pp. 621-629.
[18] Anderson, E. C., Lewis, H., “Laminar or Turbulent Boundary-Layer Flows of Perfect Gases or Reacting Gas Mixtures in Chemical Equilibrium,” NASA CR-1893, 1971.
[19] Hollis, B. R. and Perkins J. N., “Comparison of Experimental and Computational Aerothermodynamics of a 70-deg Sphere-Cone”, AIAA 96-1867, 1996.