بخشی از مقاله
چکیده
جهت حل میدان جریان اطراف دماغه های فناشونده ماوراء صوت با استفاده از ترکیبی از روشهای لایه شوک لزج در بدنه و لایه مرزی لزج خودمتشابه در نقطه سکون، کد جامعی با فرض شفاف بودن المانهای مخلوط لایه شوک در طی مسیر پرواز تدوین گردید. با استفاده از نتایج این کد و تحقیقات مشابه، جهت تعیین مرز گرمایش ایرودینامیکی و تشعشعی، عدد بی بعد MDN استخراج گردید. نتایج نشان می دهد که در MDN<3.5 میتوان از میزان گرمایش تشعشعی در برابر گرمایش آیرودینامیکی صرفنظر کرد، همچنین در MDN>6 میتوان از میزان گرمایش آیرودینامیکی در برابر گرمایش تشعشعی صرفنظر کرد.
.1 مقدمه
گرمایش ایرودینامیکی القاء شده به بخش های مختلف محموله1 های بالای صوت، ناشی از تبدیل انرژی جنبشی به انرژی داخلی گرمایی است. مطابق شکل - 1 - بخش زیادی از انرژی گرمایی مذکور ناشی از شوک ایرودینامیکی بوده که منجر به ایجاد لایه ی شوک می گردد و بخش دیگری از آن ناشی از اصطکاک پوسته و رشد لایه مرزی لزج در داخل لایه ی شوک است.
از طرف دیگر، تغییر شرایط پروازی - عدد ماخ، چگالی محیط و... - باعث تغییر در شار حرارتی - گرمایش ایرودینامیکی - 2 و دمای جبهه ی شوک می گردد. بطوریکه در سرعتهای ماوراء صوت، پدیده هایی مانند تحریکات نوسانی ملکولی، فعل و انفعالات شیمیایی - تجزیه/یونیزاسیون هوا و فناشوندگی سطح - ، غیر ایزونتروپیک شدن لایه ی شوک ناشی از رشد لایه ی آنتروپی در داخل لایه ی مرزی، متغیر شدن نسبت ظرفیت های گرمایی 3و... منجر به پیچیده شدن رفتار مخلوط گازی لایه ی شوک می گردد. در دماهای پایین تر از 10000k القاء شار حرارتی مذکور ناشی از گرادیان دما - انتقال حرارت هدایتی و جابجایی - می باشد ولی در دماهای بالاتر، المانهای مخلوط گازی لایه ی شوک مقدار قابل توجهی از انرژی گرمایی خود را بصورت تشعشع انتقال می دهند که به گرمایش تشعشعی معروف است.
شکل -1 نمایی از کانتور دمایی لایه مرزی و لایه شوک
.2 پیشینه تحقیق
یکی از نیازمندیهای اصلی گروههای مختلف طراحی محموله های بالای صوت، دست یابی به مقدار دقیقی از شار حرارتی است. بنابراین به دلیل حساسیت موضوع، بحث شار حرارتی، یکی از پایه های توسعه ی علوم آیروترمو دینامیک و آیروشیمی محسوب می گردد و به همین دلیل، روند تحقیقات در این زمینه با آزمایش و خطا صورت گرفت[2] و تحقیقات زیادی در این زمینه صورت گرفته شده است که به برخی از آن ها اشاره می گردد.
در سال 1980 حل تحلیلی جریانهای آرام و آشفته با در نظر گرفتن پدیده های تشعشع و فناشوندگی سطح براساس حل عددی جریان غیر لزج لایه ی شوک با بهره گیری از نرم افزار فلوئنت1 توسط کومار2 صورت گرفت[3] و در سال 1985 تخمین خوبی از میزان گرمایش تشعشعی القاء شده به دیواره ی دماغه های ماوراء صوت با فرض عدم وجود فعل و انفعالات شیمیایی هوا و فناشوندگی سطح، توسط ساتن3، صورت گرفت.
در سال 2011 مدلسازی عددی محموله های ابرصوت به روش حجم محدود گام به گام زمانی4 توسط گولان 5 بدون در نظر گرفتن اثرات فناشوندگی سطح، ارتقاء یافت و در همین سال، لایه های شوک مربوط به اتمسفر زمین و سیاره مریخ توسط پوتر6، بصورت جامع با در نظر گرفتن اثرات فعل و انفعالات شیمیایی متعادل هوا و فنا شوندگی سطح به روش حجم محدود گام به گام زمانی با فرض جاذب- متشعشع بودن المانهای مخلوط گازی لایه ی شوک و بهره گیری از نرم افزار فلوئنت مدلسازی گردید. در این تحقیق، مخلوط لایه ی شوک در دو حالت فناشوندگی و عدم فناشوندگی سطح به ترتیب 22 و 11 گونه7 فرض شده و خروجی آن کد 8UDF ایلمر9میباشد.
در سال 2014، مدلسازی عددی میدان جریان دماغه های ماوراء صوت جهت محاسبه توزیع دمایی و دمای روی سطح با در نظر گرفتن اثرات فناشوندگی، تجزیه/یونیزاسیون هوا با فرض ترمودینامیک تعادلی و عدم تعادل شیمیایی به روش حجم محدود کاملاً ضمنی، توسط بنجامین10 و همکاران صورت گرفت.
در سال های 2016 و 2017 ، این مدلسازی با استفاده از روش گام به گام مکانی و الگوریتم اختلاف محدود ضمنی در طی مسیر پرواز بوسیله دوستدار و همکاران صورت گرفت و نتایج آن جهت شبیه سازی توزیع دمایی، مدلسازی گرمایش ایرو دینامیکی، بررسی اثرات کاتالیتیکی دیواره روی گرمایش ایرودینامیکی دماغه های فناشونده ماوراء صوت، صحه گذاری گردید
.3هدف
در ادامه ی تحقیقات [2-10] ، این تحقیق برآنست که به سؤالات زیر پاسخ دهد:
-1 تحت چه شرایطی می توان از اثرات گرمایش تشعشی در برابر گرمایش آیرودینامیکی صرفنظر کرد؟
-2 تحت چه شرایطی می توان از اثرات گرمایش تشعشعی در برابر گرمایش آیرودینامیکی صرفنظر کرد؟
جهت جواب دادن به سؤالات فوق الذکر، عدد بی بعد MDN براساس عدد ماخ پروازی و دانستیته نسبی ارتفاع پروازی تعریف می گردد و نتایج مرزبندی نوع گرمایش با استفاده از آن با نتایج تحقیقات مشابه مقایسه و صحه گذاری می گردد.
.4روش حل
با نگاهی به تحقیقات صورت گرفته در زمینه شار حرارتی تشعشعی، میتوان گفت که تحقیقات جامع و وسیعی در این زمینه صورت گرفته است ولی روش حل عددی تمام تحقیقات مذکور حجم محدود گام به گام زمانی مبتنی بر حل گرهای نرم افزار فلوئنت است. از معایب این روش، می توان به بالا بودن حجم فضای محاسباتی و زمان حل اشاره کرد و این عیب در شبیه سازی گرمایش ایرودینامیکی محموله های برد بلند در طی مسیر پرواز بسیار پر رنگ تر خواهد شد و همچنین از مزایای آن می توان به جامع بودن فرض جاذب- متشعشع بودن المانهای لایه ی شوک به دلیل هذلولی بودن معادلات جریان در روش حل عددی گام به گام زمانی، اشاره نمود
