استخراج عدد بی ‌بعد جهت تعیین مرز گرمایش آیروترمودینامیکی و تشعشعی دماغه‌های فناشونده

کامل ترین روش جهت‌ محاسبه‌ گرمایش آیروترمودینامیکی و تشعشعی اعمال شده به دیواره‌ی دماغه‌های فناشونده‌ ماوراءصوت، حل همزمان معادلات جریان، سنتیک واکنشهای شیمیایی، مدل احتراق در لایه‌ی فنا شونده، مدل‌های تشعشعی و آشفتگی جریان است. استفاده از این روش در گذر زمان، حجم بالایی از حافظه‌ی محاسباتی را می‌طلبد. یکی از ابزارهای موثر جهت حل میدان جریان اطراف انواعی از دماغه‌ها با الزامات بیان شده، کد صحه گذاری شده‌ی محاسبه کانتور دما و گرمایش آیرودینامیکی است. در این کد از ترکیب روش‌های لایه‌ی شوک لزج و لایه‌ی مرزی لزج خودمتشابه با فرض شفاف بودن المان‌های مخلوط لایه‌ی شوک، استفاده شد. به دلیل بالا بودن زمان حل، کاربران این کد، استفاده از آن را جهت اهداف طراحی اولیه، منطقی نمی‌دانند. بنابراین، هدف از این تحقیق، تدوین عدد بی‌بعد با استفاده از نتایج کد مذکور و روش باکینگهام جهت تعیین مرز بین گرمایش آیروترمودینامیکی و تشعشعی به منظور کاهش زمان حل مربوط به این کد است، به گونه ای که اگر عدد بی بعد کمتر از یک باشد می‌توان از گرمایش تشعشعی در مقابل گرمایش آیروترمودینامیکی صرفنظر کرد و زیربرنامه‌ی مربوط به گرمایش تشعشعی را غیر فعال نمود. اگر عدد بی بعد بیشتر از دو باشد می‌توان از گرمایش آیروترمودینامیکی در مقابل گرمایش تشعشعی صرفنظر نموده و زیربرنامه‌ی مربوط به گرمایش آیروترمودینامیکی را غیر فعال نمود. با لحاظ نمودن این تغییرات بر روی کد زمان حل آن برای یک دماغه‌ی با مسیر و پوشش پروازی نوعی به میزان 15 درصد کاهش می یابد و حداکثر میزان خطا در شار حرارتی کل نسبت به کد کمتر از 2 درصد می رسد.

compiling the rn dimensionless number to determine the boundary between aerothermodynamics and radiation heating for ablative noses

the abstract should be written with 100 to 200 words (times new roman 9). the most complete method to calculate aerothermodynamics and radiation heating applied to the walls of the hypersonic destructible is simultaneous solution of flow equations, chemical reaction kinetics, combustion model in the destructible layer, radiation models and flow turbulence. using this algorithm over time requires a high amount of computing memory. due to the high solution time, the users of this code do not consider it reasonable to use it for preliminary design purposes. therefore, the aim of this research is to compile the dimensionless number rn by using the results of ctca code and buckingham’s method to determine the boundary between aerothermodynamics and radiation heating in order to reduce the solution time related to ctca code, so that in rn smaller than 1.0, it is possible to calculate the heating ignore radiation versus aerothermodynamics heating and disable the subroutine related to radiation heating, and also in rn greater than 2.0, you can ignore aerothermodynamics heating versus radiation heating and disable the subroutine related to aerothermodynamics heating. by considering these changes on ctca code, its solution time for a nose with a typical flight envelope was reduced by 15%, the maximum amount of error in the total heat flux compared to ctca code was less than 2%. it should be noted that in the1 le;rn le;2, the effects of aerothermodynamics and radiation heating should be considered simultaneously and the relevant subroutines in ctca code should be activated.