پیوندهای مفید
آمار
| تعداد نشریات | 8 |
| تعداد شمارهها | 435 |
| تعداد مقالات | 5,634 |
| تعداد مشاهده مقاله | 7,427,750 |
| تعداد دریافت فایل اصل مقاله | 6,215,711 |
شبیهسازی پرتابه بازگشتی به جو زمین جهت اندازهگیری شار حرارتی اعمال شده بر روی اتصالات بالک کنترلی | ||
| نشریه مهندسی مکانیک امیرکبیر | ||
| دوره 56، شماره 7، 1403، صفحه 1027-1050 اصل مقاله (2.67 M) | ||
| نوع مقاله: مقاله پژوهشی | ||
| شناسه دیجیتال (DOI): 10.22060/mej.2024.23096.7718 | ||
| نویسندگان | ||
| مصطفی محمودی* ؛ حمید پرهیزکار؛ جاماسب پیرکندی | ||
| مجتمع هوافضا، دانشگاه صنعتی مالکاشتر تهران، ایران، | ||
| چکیده | ||
| پژوهش حاضر شبیهسازی گرمایش آیرودینامیکی یک نمونه پرتابه بازگشتپذیر با قرارگیری بالک کنترلی و اجزای متصل به آن را مورد بررسی قرار داده است. در این پژوهش به بررسی چهار هندسه مختلف یک نمونه موشک تجاریسازی شده شامل موشک بدون بالک، موشک به همراه بالک کنترلی، موشک با بالک کنترلی به همراه شفت متصل به آن و موشک با بالک کنترلی و شفت متصل به آن با درنظرگرفتن گوه پرداخته شده و مقایسه نتایج بین این هندسهها صورتگرفته است. نتایج نشان میدهند که حضور بالک کنترلی بهعنوان مانعی در راه حرکت جریان هوا باعث افزایش 27 درصدی شار حرارتی روی بدنه موشک شده است. به واسطه وجود شفت، شار حرارتی روی بدنه موشک در بخش جلوی شفت افزایش یافته است. علت این موضوع، تداخل لایه مرزی روی بدنه با موج شاک تشکیل شده در جلوی شفت است. بطوریکه در بالادست شفت این افزایش مقدار شار حرارتی 5 برابر هندسه بدون شفت است. حضور گوه در جلوی شفت، باعث کاهش 52 درصدی شار حرارتی در قسمت پایین دست خود میشود. همچنین گوه ماکزیمم شار حرارتی ایجاد شده روی سطح شفت را نسبت به هندسه سوم حدود 74% کاهش میدهد. بنابراین وجود گوه از اثرات مخرب گرمایش آیرودینامیکی در نزدیکی بالادست شفت به خوبی کاسته است. | ||
| کلیدواژهها | ||
| پرتابه بازگشتی؛ شبیهسازی عددی؛ شار حرارتی؛ بالک کنترلی | ||
| عنوان مقاله [English] | ||
| Numerical Simulation of Heat Flux Evaluation for Atmospheric Re-entry Control Wing Connections | ||
| نویسندگان [English] | ||
| mostafa mahmoodi؛ Hamid Parhizkar؛ jamasb pirkandi | ||
| malek ashtar university | ||
| چکیده [English] | ||
| The present research has investigated the simulation of the aerodynamic heating of a missile with regard to the placement and non-placement of the control block and its connection components. In this research, a commercialized missile in four different configurations was investigated (missile without the placement of other components, missile with the placement of a control block, missile with the placement of a control block with a shaft attached to it, and missile with the placement of a control block with a shaft attached to it and considering the wedge) and the results have been compared between different configurations. The results showed that the presence of a control block as an obstacle in the way of airflow has increased the heat flux on the missile surface by about 27% compared to the first phase. In the upstream of the shaft, this increase in the amount of heat flux is 5 times compared to the case without the shaft. Also, with the simulation of the fourth phase, the effect of the presence of the wedge in guiding the fluid flow and reducing the damaging effects of heating around the location of the shaft was revealed. The results showed that the presence of the wedge caused the heat flux of the missile surface to decrease by about 52% compared to the third phase. Also, the wedge has reduced the maximum heat flux created on the shaft surface by about 74% compared to the third phase. | ||
| کلیدواژهها [English] | ||
| Re-Entry Vehicle, Numerical Simulation, Heat Flux, Control Wing Connections | ||
| مراجع | ||
|
[1] S. Karimi, M.J. Oboodi, Investigation and recent developments in aerodynamic heating and drag reduction for hypersonic flows, Heat and Mass Transfer, 55(2) (2019) 547-569. [2] C.M. James, S.W. Lewis, R.G. Morgan, Y. Liu, A. Lefevre, Generating high-speed earth reentry test conditions in an expansion tube, Journal of Spacecraft and Rockets, 58(2) (2021) 345-362. [3] H. Allen, Motion of a ballistic missile angularly misaligned with the flight path upon entering the atmosphere and its effect upon aerodynamic heating, aerodynamic loads, and miss distance, (No. NACA-TN-4048),1957. [4] G.P. Kennedy, Vengeance weapon 2: the V-2 guided missile, Smithsonian Books (DC), 1983. [5] A.Q. W. Dvds, and K. Dvds, North American X-15 Airplane Videos and Airplane Pictures. [6] N.F. Palumbo, B.E. Reardon, R.A. Blauwkamp, Integrated guidance and control for homing missiles, Johns Hopkins APL Technical Digest, 25(2) (2004) 121-139. [7] F. Stella, M. Giangi, F. Paglia, M. D'ascenzi, M. Iannuccelli, Numerical simulation of re-entry flow: Heat flux evaluation, Heat transfer engineering, 27(2) (2006) 58-69. [8] R. Scigliano, V. De Simone, M. De Stefano Fumo, Finite Element Method for Ablative Thermal Protection Systems Design for Atmospheric Re-Entry Vehicles, in: 22nd AIAA International Space Planes and Hypersonics Systems and Technologies Conference, 2018, pp. 5207. [9] J.A. Santos, K.T. Edquist, H.H. Hwang, Entry, Descent, and Landing Instrumentation, Planetary Sciences Decadal Survey 2023-2032, (2020). [10] R. Muthu, S. Siva Lakshmi, S. Babu, Aerothermodynamic design and performance analysis of modified nose cones for space reentry vehicles, International Journal of Ambient Energy, 43(1) (2022) 3282-3293. [11] R.K. Patel, K. Venkatasubbaiah, Numerical simulation of the Orion CEV reentry vehicle, Journal of Aerospace Engineering, 28(2) (2015) 04014067. [12] O. Uyanna, H. Najafi, Thermal protection systems for space vehicles: A review on technology development, current challenges and future prospects, Acta Astronautica, 176 (2020) 341-356. [13] J.N. Moss, C.E. Glass, F.A. Greene, Blunt body aerodynamics for hypersonic low density flows, in: 25th International Symposium on Rarefied Gas Dynamics, 2006. [14] G. d’Humières, J. Stollery, Drag reduction on a spiked body at hypersonic speed, The Aeronautical Journal, 114(1152) (2010) 113-119. [15] M. Barzegar Gerdroodbary, Numerical analysis on cooling performance of counterflowing jet over aerodisked blunt body, Shock Waves, 24(5) (2014) 537-543. [16] S. Thakur, H. Kumar, S. Sarma, Flow Simulation of Atmospheric Re-entry Vehicle at Varying Mach Number and Angle of Attack, in: Advances in Electromechanical Technologies: Select Proceedings of TEMT 2019, Springer, 2021, pp. 245-251. [17] H. Zhao, K. Peng, Z. Wu, W. Zhang, J. Yang, J. Sun, Numerical simulation of supersonic Carman curve bodies with aerospike, International Journal of Aerospace Engineering, 2021(1) (2021) 8821721. [18] R. Sriram, G. Jagadeesh, Film cooling at hypersonic Mach numbers using forward facing array of micro-jets, International journal of heat and mass transfer, 52(15-16) (2009) 3654-3664. [19] M.B. Gerdroodbary, S. Hosseinalipour, Numerical simulation of hypersonic flow over highly blunted cones with spike, Acta Astronautica, 67(1-2) (2010) 180-193. [20] C. Paine, Pershing II: the Army's strategic weapon, Bulletin of the Atomic Scientists, 36(8) (1980) 25-31. [21] F. LUND, Evolution of the Pershing II missile system, in: 17th Fluid Dynamics, Plasma Dynamics, and Lasers Conference, 1984, pp. 1966. [22] J.W. Cleary, Effects of Angle of Attack and Bluntness on Laminar Heating-Rate Distributions of a 15 Cone at a Mach number of 10.6, National Aeronautics and Space Administration, 1969. | ||
|
آمار تعداد مشاهده مقاله: 490 تعداد دریافت فایل اصل مقاله: 468 |
||