اخبار و اعلانات

 آمار

تعداد نشریات38
تعداد شماره‌ها1,240
تعداد مقالات8,994
تعداد مشاهده مقاله7,846,558
تعداد دریافت فایل اصل مقاله4,707,206
توکلی صبور, سید علی, جوارشکیان, محمد حسن, باقری, امیر. (1396). بررسی پرتابه های ابرصوتی در ارتفاعات بالا، به منظور افزایش راندمان آیرودینامیکی. پدافند الکترونیکی و سایبری, 6(1), 39-52.
سید علی توکلی صبور; محمد حسن جوارشکیان; امیر باقری. "بررسی پرتابه های ابرصوتی در ارتفاعات بالا، به منظور افزایش راندمان آیرودینامیکی". پدافند الکترونیکی و سایبری, 6, 1, 1396, 39-52.
توکلی صبور, سید علی, جوارشکیان, محمد حسن, باقری, امیر. (1396). 'بررسی پرتابه های ابرصوتی در ارتفاعات بالا، به منظور افزایش راندمان آیرودینامیکی', پدافند الکترونیکی و سایبری, 6(1), pp. 39-52.
توکلی صبور, سید علی, جوارشکیان, محمد حسن, باقری, امیر. بررسی پرتابه های ابرصوتی در ارتفاعات بالا، به منظور افزایش راندمان آیرودینامیکی. پدافند الکترونیکی و سایبری, 1396; 6(1): 39-52.

بررسی پرتابه های ابرصوتی در ارتفاعات بالا، به منظور افزایش راندمان آیرودینامیکی

مکانیک سیالات و آیرودینامیک
مقاله 3، دوره 6، شماره 1 - شماره پیاپی 19، تیر 1396، صفحه 39-52    اصل مقاله (1002.85 K)
نویسندگان
سید علی توکلی صبور* 1؛ محمد حسن جوارشکیان2؛ امیر باقری2
1پژوهشکده هوافضا پژوهشگاه باقرالعلوم، تهران
2دانشکده مهندسی دانشگاه فردوسی مشهد
تاریخ دریافت: 06 دی 1396،  تاریخ بازنگری: 11 خرداد 1399،  تاریخ پذیرش: 28 شهریور 1397 
چکیده
در این تحقیق، یک پرتابه که توانایی ایجاد راندمان آیرودینامیکی بالا در شرایط پروازی ابرصوتی را دارد، توسط یک روش عددی مورد بررسی قرار گرفته است. در این شبیه سازی، از روش مستقیم مونت کارلو DSMC که روشی ذره- مبنا برای شبیه سازی جریان‌های گازی غیرتعادلی می‌باشد، استفاده شده است. به منظور افزایش نسبت برا به پسا، ابتدا" از یک تعریف ساده برگرفته شده از تئوری مومنتم استفاده شده است. بر اساس تعریف فوق، جریان رقیق و ابرصوتی توسط کد محاسباتی DS2V (مربوط به روش شبیه سازی مستقیم مونت کارلو) روی یک جسم دو بعدی شبیه سازی شده، تا موثر بودن تعریف فوق در افزایش بازده آیرودینامیکی برای هندسه بالواره مفروض روشن شود. سپس، با داشتن یک هندسه مرجع سه بعدی به عنوان پرتابه، اقدام به شبیه‌سازی جریان در شرایط حاکم بر جریان‌های رقیق و ابرصوتی توسط نرم افزار عددی جریان رقیق DS3V شده است. در انتها، با تعمیم تعریف فوق الذکر روی هندسه سه بعدی مرجع، یک طرح نمونه که در آن شاهد افزایش بازده آیرودینامیکی باشد، ارائه شده است. نتایج شبیه‌سازی نشان می دهد که در این نمونه، به ازای زوایای حمله کوچک (صفر الی پانزده درجه) مقدار بازده آیرودینامیکی را در هندسه دو‌بعدی نهایی بین 1 الی 4/2 واحد و در حالت سه بعدی، نیز این مقدار را در حدود 1/0 الی 4/0 افزایش داده است.
کلیدواژه‌ها
روش DSMC؛ عدد نودسن؛ جریان ابرصوتی
عنوان مقاله [English]
Hypersonic Vehicle Investigations at High Altitudes, Enhancement of Aerodynamic Efficiency
نویسندگان [English]
ali tavakoli saboor1؛ mohammad hasan javareshkian2؛ amir bagheri2
1-
2ferdosi mashhad
چکیده [English]
In this work, the problem of designing a hypersonic vehicle with high lift-drag ratio in hypersonic rarefied regimes is investigated. At high altitudes, the assumption of continuity employed in the Navier Stocks equations is no longer true and is not possible to simulate the problem with conventional CFD routines. The Direct Simulation of Monte Carlo (DSMC) which is a particle-based method was employed to simulate the hypersonic rarefied regimes of hypersonic vehicles. In the first step, based on momentum theory, a simple definition for increasing aerodynamic efficiency was provided. According to this definition, a two-dimensional body under considerations of hypersonic-rarefied flow regimes was analyzed using the DSMC code of DS2V. According to the facts obtained from this analysis, we considered a typical three-dimensional body, and developed the configurations of high aerodynamic efficiencies. The simulations were conducted in three-dimensional space by the DSMC program of DS3V showed that the abovementioned definition is applicable to three-dimensional geometries. Finally, based on authenticated definitions, we exemplified a three-dimensional body, which is capable to produce high aerodynamic efficiencies in hypersonic regimes at high altitudes.
کلیدواژه‌ها [English]
DSMC Method, Knudsen Number, Hypersonic Regime
مراجع
  1. Moss, J.N., Glass,C.E., and Greenez, F.A. “DSMC Simulations of Apollo Capsule Aerodynamics for Hypersonic Rarefied Conditions”, The 9th AIAA Joint Thermophysics and Heat Transfer Conf., San Francisco, California, 2006.
  2. Ivanov, M.S., Vashchenkov, P., and Kashkovsky, A. “Numerical Investigation of the EXPERT Reentry Vehicle Aerothermodynamics along the Descent Trajectory”, The 39th AIAA Thermophysics Conf., 2007.
  3. Zuppardi, G., Morsa, L., Schettino, A., Votta, R., Levin, D.A., Wysong, I.J., & Garcia,A.L. “Analysis of Aero-Thermodynamic Behavior of Expert Capsule in Transitional Regime”, In AIP Conf., American Institute of Physics, Vol. 1333, No. 1, p. 1349, 2011.
  4. Liu, J., Ding, F., Huang, W., and Jin, L. “Novel Approach for Designing a Hypersonic Gliding–Cruising Dual Waverider Vehicle”, Acta Astronautica, Vol. 102, pp. 81-88, 2014.
  5. Nonweiler, T.R.F. “Delta Wings of Shapes Amenable to Exact Shock-Wave Theory”, J. Royal Aeronautical Society, Vol. 67, pp. 39-40, 1963.
  6. Jones, M.J., Moore, M. K., Pike, M.J., and Roe, M.P. “A Method for Designing Lifting Configurations for High Supersonic Speeds, Using Axisymmetric Flow Fields”, Ingenieur-Archiv, Vol. 37, pp. 56-72, 1968.
  7. Rasmussen, M.P.F. ”Waverider Configurations Derived from Inclined Circular and Elliptic Cones”, J. Spacecraft and Rockets, Vol. 17, pp. 537-545, 1980.
  8. Corda, S. and Anderson, J. “Viscous Optimized Hypersonic Waveriders Designed from Axisymmetric Flow Fields”, The 26th AIAA Aerospace Sciences Meeting, Reno, NV, 1988.
  9. Xuzhao, H. and Le Jialing, W.Y. “Design of a Curved Cone Derived Waverider Forebody”, The 16th AIAA/DLR/DGLR Int. Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies, 2009.
  10. Goonko, Y.P., Mazhul, I.I., and Markelov, G.N. “Convergent-Flow- Derived Waveriders”, J. Aircraft, Vol. 37, pp. 647-654, 2000.
  11. Mazhul, I.I. “Off-design Regimes of Flow Past Wave Riders, Based on Isentropic Compression Flows”, Fluid Dynamics, Vol. 45, pp. 271-280, 2010.
  12. Takashima, N. and Lewis, M.J. “Waverider Configurations, Based on Non-Axisymmetric Flow Fields for Engine-Airframe Integration”, The 32nd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno, NV, 1994.
  13. Bird, G.A. “Molecular Gas Dynamics and Direct Simulation of Gas Flows”, Oxford University Press, Oxford, 1994.
  14. Bird, G.A. “The DSMC method”, Create Space Independent Platform, Portsmouth, NH, USA, 2013.
  15. Bird, G.A. “The DS2V Program User’s Guide Ver. 3.2.”, GAB Consulting Pty Ltd., Sydney, Australia, 2005.
  16. Bird, G.A. “Visual DSMC Program for Three-dimensional Flows: The DS3V Program User’s Guide”, 2006.
  17. Anderson, J.D. “Hypersonic and High Temperature Gas Dynamics”, NY: McGraw-Hill, 1989.
  18. Eggers, A.J. and Syvertson, C.A. “Aircraft Configurations Developing High Lift-Drag Ratios at High Supersonic Speeds”, NACA RM-A55L05, 1956.
  19. Qu, Z.H. “Hypersonic Aerodynamics”, National University of Defense Technology Press, Changsha, 2000.
  20. Lin, T.C., Grabowsky, W.R., and Yelmgren, K.E. “The Search For Optimum Configurations for Re-Entry Vehicles”, J. Spacecraft and Rockets, Vol 21, No. 2, pp. 142-149, 1984.
  21. Stetson, K.F. and Lewis, A.B. “Aerodynamic Comparison of a Conical and Biconic Reentry Vehicle”, AIAA Preprint, pp. 77-1161, 1977.
  22. Roohi. E. and Stefanov. S. "Collision Partner Selection Schemes in DSMC: From Micro/Nano Flows to Hypersonic Flows." Physics Reports, pp. 1-38, 2016.
  23. Le, Nam TP. and Ngoc Anh Vu. "Effect of the Sliding Friction On Heat Transfer In High-Speed Rarefied Gas Flow Simulations in CFD." Int. J. Thermal Sciences, pp. 334-341, 2016.
  24. Knight, D. “RTO WG 10: Test Cases for CFD Validation of Hypersonic Flight”, AIAA 2002-0433, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Reston, VA, 2003.
  25. Holden, M.S., Wadhams, T.P., Candler, G.V., Harvey, J.K., “Measurements of Regions of Low Density Laminar Shock Wave/Boundary Layer Interactions in Hypersonic Flows and Comparison with Navier-Stokes Predictions”, AIAA, 2003.
آمار
تعداد مشاهده مقاله: 280
تعداد دریافت فایل اصل مقاله: 246