By this author

Simulation of Heat and Mass Transfer on Blunt Bodies under Aerodynamic Heating of High-Speed Aircraft

Issue number 3 from 01.05.2023

Рассматривается тепломассоперенос между диссоциирующим пограничным слоем и поверхностью затупленных носовых конусов высокоскоростных летательных аппаратов в широком диапазоне чисел Маха. C использованием переменных Дородницына–Лиза система уравнений пограничного слоя сведена к системе нелинейных обыкновенных дифференциальных уравнений. С помощью обоснованных допущений получены приближенно-аналитические решения для динамического, теплового и диффузионного пограничных слоев, позволившие определить тепловые и диффузионные тепловые потоки, которые на границе газ–твердое тело сопряжены с уравнением теплопроводности в теле с параметром сопряжения в виде температуры границы газ–твердое тело. По найденным тепловым потокам определены температурные поля в теле в широком диапазоне чисел Маха набегающего потока и коэффициента каталитической рекомбинации. Полученные тепловые потоки на лобовой части носового конуса в точности совпадают с экспериментальными данными.

19 0

ТЕПЛОПЕРЕНОС В ДВУХСЛОЙНОЙ АНИЗОТРОПНОЙ ПЛАСТИНЕ С АНИЗОТРОПИЕЙ ОБЩЕГО ВИДА ПОД ДЕЙСТВИЕМ ТЕПЛОВЫХ ПОТОКОВ НА СВОБОДНЫХ ГРАНИЦАХ

Issue number 2 from 13.05.2025

В работе сформулировано и получено новое аналитическое решение сопряженной задачи теплопроводности между двумя анизотропными пластинами, в каждой из которых тензор теплопроводности имеет общий вид (без нулевых компонентов). На границе разрыва теплофизических характеристик (компонентов и ориентаций главных осей тензоров теплопроводности) использовалась непрерывность тепловых потоков и температур. Итоговое решение получено последовательным применением преобразования Фурье по одной из двух независимых пространственных переменных и преобразования Лапласа – по времени. В качестве параметра сопряжения принято нестационарное распределение температур на границе сопряжения (границы разрыва теплофизических характеристик), которое определялось из условий сопряжения и распределения температур в обеих пластинах. Получены численные результаты, которые показывают непрерывность нормальных к границе сопряжения тепловых потоков, но разрывы непрерывности градиентов температур на границе сопряжения.

34 0