حل عددی عایق فناشونده و کاهش دمای آن با استفاده از مفهوم چاه حرارتی

نوع مقاله: مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 دانش آموخته کارشناس ارشد مهندسی هوافضا / دانشکدة هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر

2 عضو هیات علمی / دانشکدة هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر

3 عضو هیات علمی / دانشگاه صنعتی مالک اشتر، مجتمع دانشگاهی هوافضا

چکیده

اولین راه‌کار برای افزایش بهره‌وری وسائل فضایی کاهش وزن آن است که سبب افزایش سرعت و محدودة پروازی می‌شود. با توجه به اینکه بدنه این وسائل محدودة دمایی خاصی را تحمل می‌کند استفاده از سیستم‌های حفاظت حرارتی، که برای افزایش وزن سازه در شرایط بهینه طراحی شده‌اند، ضروری است. در این مقاله، عایق حرارتی با چاه حرارتی به‌عنوان شرط مرزی بدنه در نظر گرفته شده است تا بتوان دمای بدنه را کاهش داد. برای این‌منظور معادلات هدایت حرارتی گذرا در سیستم مختصات منحنی‌الخط نوشته شده و برای انواع هندسة وسائل فضایی متقارن محوری توسعه داده شده است. جنس عایق فناشونده، گرافیت فرض شده و از آثار لایة پیرولیز صرف‌نظر شده است. معادلات با استفاده از روش اختلاف محدود گسسته و دستگاه معادلات حاکم با استفاده از روش ضمنی با جهت متغیر حل شده است. سپس تأثیر چاه حرارتی با ضخامت مختلف بر دمای بدنه بررسی شده است. نتایج حل عددی با نتایج حل دقیق مقایسه و مشاهده می‌شود اختلاف آنها در تمام زمان‌ها کمتر از 2 درصد است. برای کاهش دمای بدنه از مفهوم چاه حرارتی استفاده شده و نتایج نشان می‌دهد که چاه حرارتی 10 تا 24 درصد از دمای بدنه (بسته به ضخامت چاه حرارتی) کاهش می‌دهد.

کلیدواژه‌ها

موضوعات


عنوان مقاله [English]

Numerical solution of ablative insulation and reducing its temperature using heat sink concept

نویسندگان [English]

  • Saeed Rezaei Kalaj 1
  • Sahar Noori 2
  • Sajad Ghasemloo 3
1 Graduated Student / Department of Aerospace Engineering, Amirkabir University of Technology
2 Assistant professor / Department of Aerospace Engineering, Amirkabir University of Technology
3 Assistant professor / Department of Aerospace Engineering, Malek Ashtar University of Technology
چکیده [English]

The first solution to increase the efficiency of spacecraft is to decrease the weight of spacecraft which cause an increase in speed and flight range. Since the body of spacecraft tolerates a specific temperature range, the use of thermal protection systems which are designed to increase the weight of the structure in optimal conditions is essential. In this paper, thermal insulation with heat sink as a body boundary condition is considered in order to lower body temperature. For this purpose, transient thermal conduction equations are written in the curvilinear coordinate system and it is developed for a variety of axially symmetric vehicles geometries. The ablative insulation material is graphite and the effects of pyrolysis layer are ignored. The equations are solved with using discrete finite difference method and governing equations are solved with using alternating direction implicit method (ADI). Then the impact of the heatsink with different thickness on body temperature was investigated. The numerical results were compared with the exact solution results and they can see that their difference is less than 2% at all times. To reduce the body temperature, the concept of the heatsink is used and the results show that the heatsink decrease from 10% to 24% of the body temperature (depending on the thickness of the heatsink).

کلیدواژه‌ها [English]

  • ablative insulation
  • transient
  • axially symmetric
  • heat sink

[1] A. Foreest, M. Sippel ,A. Gülhan, B. Esser , B. A. C. Ambrosius, K. Sudmeijer, Transpiration Cooling Using Liquid Water, Journal of Thermophysics and Heat Transfer, Vol. 23, No. 4, December 2009.

[2] B. Laub, E. Venkatapathy, Thermal protection system technology and facility needs for demanding future planetary missions, presented at the International Workshop on Planetary Probe Atmospheric Entry and Descent Trajectory Analysis and Science, Lisbon, Portugal, 2003.

[3] L. R. Jackson, A. H. Taylor,Structural Design for a Hypersonic Research Airplane, J. AIRCRAFT, Vol. 15, No. 6, 1978.

[4] A. H.  Taylor, L. R. Jackson, Heat sink structural design concepts for a hypersonic research airplane, 1977.

[5] S. Rezaei Kalaj, S. Noori, V. Tahmasbi, Numerical solution of graphite ablation and effect of Mach number on it, 16th International Conference of Iranian Aerospace Associations in Khajeh Nasir al-Din Toosi Industrial University, 1395 (in Persian)

[6] C. B. Moyer, R. A. Rindal, Finite Difference Solution for the In-Depth Response of Charring Materials Considering Surface Chemical and Energy Balances, NASA CR-1061, June 1968.

[7] Y. K. Chen, F. S. Milos, Ablation and Thermal Analysis Program for Spacecraft Heatshield Analysis, Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 36, No. 3, pp. 475–483, 1999.

[8] F. S. Milos, Y. K. Chen, Two-dimensional ablation, thermal response, and sizing program for pyrolyzing ablators, AIAA paper, Vol. 46, No. 6, pp.1089-1099, 2009.

[9] Y. K. Chen, F. S. Milos, Three-dimensional ablation and thermal response simulation system, 38th AIAA Thermophysics Conference, 2005.

[10] J. P. Holman, Heat transfer, McGraw-Hill, 2002.

[11] H. N. Kelly, M. L. Blosser, Active cooling from the sixties to NASP, NASA STI/Recon Technical Report N, vol. 94, p. 37541, Jul. 1994.

[12] E. P. Scala, A Brief History of Composites in the U.S. The Dream and the Success, The Journal of The Minerals, Metals & Materials Society (TMS), vol. 48, no. 2, pp. 45–48, 1996.

[13] W. A. Brooks, Temperature and Thermal-Stress Distributions in Some Structural Elements Heated at a Constant Rate, NACA TN 4306, 1958.

[14] R. Gosse, S. Gogineni, S. Roy, Graphite Ablation Experiments in the LHMEL Laser Facility, 43rd AIAA  Thermophysics Conference, pp 25-28, June 2012.

[15] P. Reynier, Numerical rebuilding of graphite ablative test case using kcma ,the Sixth European Workshop on Thermal Protection Systems and Hot Structures, University Stuttgart, Germany, 2009.