تحلیل آیرودینامیکی یک کپسول بازگشت به جو با در نظرگرفتن انتقال حرارت تشعشعی

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 کارشناس ارشد / دانشکده هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر

2 عضو هیات علمی / دانشکده هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر

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

چکیده

در طراحی پرتابه­های سرعت بالا، تحلیل آیرودینامیکی و گرمایشی حائز اهمیت است. انتقال حرارت تشعشعی، برای کپسول­هایی که به اتمسفر زمین وارد می­شوند، به صورت تقریبی بین 10 تا 40 درصد انتقال حرارت کل را تشکیل می­دهد.­­­ بنابراین لحاظ کردن انتقال حرارت تشعشعی در محاسبات جریان‌های ماوراء صوت، ضروری است. در این تحقیق، جریان ماوراء صوت آرام سه بعدی با فرض گاز ایده‌آل با ماخ­‌های 30 و 32/8 مورد بررسی قرار گرفته است و برای محاسبه تشعشع، مدل تشعشعی دسته‌بندی گسسته انتخاب شده که از معادله انتقال تابشی استفاده می‌کند و با دریافت ضریب جذب، ضریب شکست، دما و طول موج به عنوان ورودی، تشعشع در زوایای فضایی مختلف را محاسبه می کند. در نهایت، کانتورهای دما و فشار، در دو حالت با لحاظ انتقال حرارت تشعشع و بدون لحاظ آن مقایسه شده‌اند. طبق نتایج به دست آمده، با اضافه کردن تشعشع به حل، دما به میزان 27 درصد و فشار به میزان 2 درصد کاهش پیدا می­کند که به دلیل لحاظ کردن شرط مرزی فشار دور دست است که برای دیواره به عنوان سیستم خنک‌کاری عمل می‌کند. باید توجه داشت که طراحی مکانیزم خنک‌کاری برای دیواره، ضروری و تا چه اندازه در نتایج موثر است که در صورت عدم لحاظ آن، طبق نتایج عددی، خطای قابل‌توجهی به وجود خواهد آمد.

کلیدواژه‌ها

عنوان مقاله [English]

Aerodynamic analysis of a re-entry capsule with consideration of radiation heat transfer

نویسندگان [English]

  • hamide mansuri 1
  • sahar noori 2
  • Sajad Ghasemloy 3
1 Graduated Student,Aerospace Engineering Department, Amirkabir University of Technology,Tehran
2 Assistant Professor, Aerospace Engineering Department, Amirkabir University of Technology,Tehran
3
چکیده [English]

In design of high speed projectiles, aerodynamic and heating analysis has an important role. For capsules, Which enter the Earth's atmosphere, approximately, radiation heat flux is 10 to 40 percent of total heat flux.‌‌ Therefore, If radiation heat flux of hypersonic flow calculations is not included in results, there will be a large error in calculations. In this research, the three-dimensional hypersonic ideal gas flow at Mach numbers 30 and 32.8 is studied. Discrete ordinates radiation model has been used for simulating radiation heat transfer and
The effects of air and wall absorption coefficients,Wavelength and Refractive index are also considered in the simulation. Finally, Numerical simulation shows that,when the radiation model is active, temperature decreases 27 percent and pressure decreases 2 percent,too.So,pressure far field boundary Condition should be used to design cooling system and If cooling system for wall is not concluded in results, there will be a large error in calculations.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Absorption coefficient
  • capsule
  • Hypersoinc
  • Radiation heat transfer
  • wavelength

مراجع

[1] J. D. Anderson, Hypersonic and High Temperature Gas Dynamics, American Institute of Aeronautics and Astronautics publication, 2nd Edition, pp. 759-785, 2000.
[2] J. D. Anderson, Fundamentals of Aerodynamics, McGraw-Hill publication, 5nd Edition, pp. 64-68, 2010.
[3] M. Kim, M. Keidar, I. D.  Boyd, Analysis of an Electromagnetic Mitigation Scheme for Re-entry Telemetry Through Plasm, Spacecraft and Rockets Journal, Vol. 45, No. 6, pp.1223- 1229, 2008.
[4] R. Siegle, J. R. Howel, Thermal Radiation Heat Transfer, Lewis­­­­ research center, 3nd Edition, pp. 1-20, 1971.
[5] J. Lienhard, A Heat Transfer TextBook, 3nd Edition, pp. 26-32, Phlogiston Press publication, 2006.
[6] D. L. Chauchon, Radiative Heating Result from the Fire2 Flight Experiment in a Re-entry Velocity of 11/2 Kilometers Per Second, Nasa Rep. TM X-1402, Langely research center,1967.
[7] C. Park, Stagnation Point Radiation for Apollo 4: A review and Current Status, Proceedings of The 35th AIAA thermophysics conference, No.2001-3070,pp. 6-9,2001.
[8] M. Hosseinalipour, Y. Bagheri, Comparing of different Methods in Simulating Radiation Heat Flux in Cylindrical Combustion Chamber, conferences of fluid dynamics, Shiraz university, pp. 1-8, 2005. (in Persian)
[9] J. Meerof, Computational fluid dynamic solutions of optimized Heat shield designs   for earth entry, Master Thesis, University of Maryland, Maryland, 2010.
[10] E. Papadopoulou, Numerical Simulations of the   Apollo4 Re-entry Trajectory, Master Thesis, Aristotle university of Thessaloniki, Lausanne, March 2013.
[11] A. Martin, Modeling of eat transfer Attenuation by Ablative Gases during the stardust reentry, Journal of Thermophysics and Heat Transfer, Vol. 29, No. 3, pp. 450-466, 2015.
[12] S.T. Surzhikov, Spatial Multiphysics Models of the Radiation Gas Dynamics of Super Orbital Re-Entry Space Vehicles, Journal of Physics, Vol. 837, No. 1, pp. 1-17, 2017.
[13] Ansys Fluent User Manual, Modeling radiation, Accessed on 1 october  2013;
 http://www.ansys.com
[14] R. C. Ried, Jr. Rochelle, Radiative Heating to the Apollo Command Module, Nasa TM X-58091, Manned    spacecraft center, Texas, April 1972.
[15] Dong.ShiKui, Ma. Yu, Modeling of High Temperature air SpeciesNonequilibrium Spectral Radiation Properties, Journal of Thermophysics and Heat tansfer, Vol. 22, No. 2, pp. 3-5, 2008.
[16] J. Pavlosky, L. leger, Apollo 4 Experience Report-Thermal protection subsystem, NASA Rep. TND-7564, Johnson Space Center, 1974.

فایل ها

هم رسانی

ارجاع به این مقاله

آمار