بررسی عددی شار حرارتی وارد بر سطح اجسام ابرصوتی با در نظر گرفتن تجزیه هوا

تحلیل دقیق شار حرارتی وارد بر سطح در اجسام بازگشت به جو مستلزم در نظر گرفتن فعل و انفعالات شیمیایی در جریان پیرامون آن است. هدف از این مقاله بررسی عددی شار حرارتی وارد بر جسم با در نظر گرفتن تجزیه هوا جهت افزایش دقت نتایج است. در تحقیق حاضر تاثیر شعاع دماغه، زاویه نیم‌راس و عدد ماخ جریان آزاد بر روی شار حرارتی وارد بر سطح مورد بررسی قرار گرفته است. برای تعریف دقیق خواص ترمودینامیکی و انتقالی علاوه بر مدل بلاتنر از نظریه جنبشی موجود در نرم‌افزار انسیس‌فلوئنت نیز جهت مقایسه استفاده شده است. نتایج نشان می دهد با افزایش عدد ماخ به دلیل افزایش دما میزان تجزیه در لایه شوک و در قسمت نوک دماغه افزایش و هم‌چنین با دور شدن از خط سکون در طول لایه شوک نرخ تجزیه کمتر می شود. با افزایش شعاع دماغه و کاهش زاویه نیم‌راس ضخامت لایه شوک افزایش در نتیجه میزان تجزیه گونه‌ها درون لایه شوک بیشتر شده و موجب کاهش شار حرارتی وارد بر سطح می گردد که میانگین اختلاف شار حرارتی محاسبه شده از دو خواص انتقالی متفاوت تعریف شده با تغییرات شعاع و زاویه ‌نیم‌راس ارائه شده است. نتایج به دست آمده با فرض گاز ایده آل و گازغیرتعادلی نشان دهنده این است که محل قرارگیری موج شوک نسبت به نوک روی خط سکون تقریبا نصف شده است و دمای بیشینه روی خط سکون با فرض گاز ایده آل  146 درصد افزایش نسبت به حل غیرتعادلی داشته است.

numerical investigation of the heat flux entering the surface of hypersonic bodies by considering air dissociation

the accurate analysis of the heat flux entering the surface in reentry vehicles requires the consideration of chemical interactions in its around flow. this paper aims to numerically investigate the heat flux on the surface of reentry vehicles by considering air dissociation to increase the accuracy of the results. in the present study, the effects of the nose radius, half-angle, and free-stream mach number on the heat flux entering the surface were examined. in order to define the thermodynamic and transitional properties more accurately, in addition to the blottner model, the kinetic theory in ansys fluent commercial software is also used for comparison. the results show that by increasing the mach number, the dissociation rate in the shock layer and the tip of the nose increased due to the increased temperature. the dissociation, however, was reduced by get away from the stagnation line in the shock layer. increasing the nose radius and decreasing the semi-angle increased the thickness of the shock layer increased, consequently increasing species dissociation within the shock layer and reducing the heat flux on the surface. the mean difference of heat flux between two different transport properties was presented with radius and semi-angle variations. in addition, by examining the states of the ideal gas and non-equilibrium gas, it was found that the position of the shock wave on the stagnation-line was halved, and the maximum temperature on the stagnation-line relative to the non-equilibrium solution was increased by 146%.