本研究利用氣動力數值模擬計算固態火箭發動機噴焰熱流場之熱負荷，嘗試耦合適當的熱防護材料燒蝕邊界條件，進行所需耦合燒蝕邊界條件的外掛程式開發。初步燒蝕物理模型假設是熱防護材料因熔化相變化而燒蝕，首先當衝擊壁面上的熱邊界條件是等溫壁面 (本研究設定為銅熔點溫度1358K)下，計算火箭噴焰對於衝擊面的熱通量，假設進入壁面之熱通量部分由擋板沿厚度方向熱傳，剩餘的熱通量全部用於熔化所需要相變化潛熱下計算衝擊面的燒蝕退縮量後，利用動網格移動衝擊面進行耦合燒蝕邊界條件的模擬計算；其次為更接近真實情況，本研究考慮衝擊壁面初始溫度為常溫下，利用一維及一維/二維暫態熱傳進行壁面升溫計算，當壁面溫度達到熔點時再進行相變化燒蝕，目前已初步完成及驗證上述之耦合燒蝕邊界條件的外掛程式開發。最後在固態火箭發動機中，粒子在燃料中約佔有16%的比重，若忽略粒子效應相則會與實際有所偏差，當加入粒子時，高動能及高溫粒子會對於衝擊壁面除了熱燒蝕效應外，還有機械能沖蝕效應，因此本研究針對雙相流流場中對於衝擊壁面之燒/沖蝕進行評估分析，考慮粒子效應後研究結果發現，雙相流於衝擊擋板的熱通量明顯高於單相氣流，另外本研究使用Oka沖蝕模型計算粒子對於衝擊壁面之累加沖蝕厚度，並初步完成外掛程式開發及驗證。
Thermal/Mechanical Erosion Simulation of Supersonic High-Temperature Jet Impinging on Thermal Protection Material
泉昇, 林. (Author). 2020
學生論文: Doctoral Thesis