fa en fa ar fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa ur fa fa fa fa fa fa fa en fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa ar fa ur fa fa en fa en et et en en en azb en fa en en en en ar en en en en en en en en en en en en en en en fa ps fa fa el fa fa fa it id en en id bo en en fa ar fa de id fa de bo fa de en fa de en fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa ar fa fa fa fa fa fa fa de
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.
Numerical solution of ablative insulation and reducing its temperature using heat sink concept
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).
[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.
دوره 7، شماره 2 - شماره پیاپی 2
اصل مقاله 3.15 MB
ارجاع به این مقاله
تعداد مشاهده مقاله: 173
تعداد دریافت فایل اصل مقاله: 205
رضایی کلج, سعید, نوری, سحر, & قاسملو, سجاد. (1397). حل عددی عایق فناشونده و کاهش دمای آن با استفاده از مفهوم چاه حرارتی. دانش و فناوری هوافضا, 7(2), 133-144.
سعید رضایی کلج; سحر نوری; سجاد قاسملو. "حل عددی عایق فناشونده و کاهش دمای آن با استفاده از مفهوم چاه حرارتی". دانش و فناوری هوافضا, 7, 2, 1397, 133-144.
رضایی کلج, سعید, نوری, سحر, قاسملو, سجاد. (1397). 'حل عددی عایق فناشونده و کاهش دمای آن با استفاده از مفهوم چاه حرارتی', دانش و فناوری هوافضا, 7(2), pp. 133-144.
رضایی کلج, سعید, نوری, سحر, قاسملو, سجاد. حل عددی عایق فناشونده و کاهش دمای آن با استفاده از مفهوم چاه حرارتی. دانش و فناوری هوافضا, 1397; 7(2): 133-144.