مطالعه عددی تأثیر پاشش متقاطع جت هوا قبل از جت سوخت در جریان هوای عبوری مافوق صوت

نوع مقاله: مقاله پژوهشی

نویسندگان

دانشگاه تربیت مدرس

چکیده

یکی از روش‌های رایج جهت اختلاط سوخت و هوا در محفظه‌های احتراق اسکرمجت، پاشش متقاطع سوخت در جریان هوای مافوق‌صوت ورودی به محفظه احتراق می‌باشد. در این میان پاشش جت هوا قبل از جت سوخت، می‌تواند موجب افزایش ارتفاع عمق نفوذ سوخت به درون محفظه احتراق شود. البته این پاشش جت هوا موجب افزایش تلفات فشار سکون نیز می‌شود. در این مقاله سعی شده است که با تغییر مکان موقعیت پاشش جت هوا، شرایطی را که در آنجا بیشترین عمق نفوذ سوخت و کمترین تلفات فشار سکون ایجاد می‌شود را بیابیم. جهت انجام شبیه‌سازی‌های عددی، معادلات دو-بعدی ناویر-استوکس به همراه مدل آشفتگی دو-معادله‌ای k-ω sst و معادله حالت گاز کامل حل شده‌اند و نتایج حاصل از شبیه‌سازی عددی با نتایج تجربی مقایسه و صحّه‌گذاری شده‌اند. در آزمایش تجربی از گاز هلیوم برای پاشش در جریان مافوق‌صوت استفاده شده است. به همین خاطر در ابتدا برای صحّه‌گذاری، شبیه‌سازی عددی با پاشش گاز هلیوم صورت گرفته است. سپس با توجه به اینکه سوخت متداول مورد استفاده در موتورهای اسکرمجت، هیدروژن می‌باشد از پاشش سوخت هیدروژن برای مطالعه پارامتری استفاده شده است. در نهایت از نتایج حل عددی مشخص شد که در صورتی که پاشش جت هوا به فاصله بسیار کوچکی از جت سوخت صورت پذیرد می‌تواند بیشترین عمق نفوذ سوخت را با کمترین تلفات فشار سکون ایجاد نماید.

کلیدواژه‌ها


عنوان مقاله [English]

Numerical study of the effect of air injection before fuel injection in supersonic air crossflow

نویسندگان [English]

  • Mostafa Zahedzadeh
  • Fathollah Ommi
Tarbiat Modares University
چکیده [English]

Transverse fuel injection in supersonic crossflow of scramjet combustors is one of the common methods for fuel-air mixing. Air jet injection before fuel jet can improve fuel penetration but with the excess stagnation pressure loss. In this paper, the position of air jet is changed to find the position that maximum fuel jet penetration height and minimum stagnation pressure loss is achieved. For numerical simulations, Two-dimensional Navier-Stokes equations and k-ω sst turbulence model and the perfect gas equation are solved. Then the results of the numerical solution are compared and validated with experimental data. Numerical results showed good agreement with the experimental values. In the experimental test, Helium is injected into supersonic crossflow and so numerical simulation is started with Helium injection. In scramjet usually, hydrogen was used as fuel. Therefore, hydrogen fuel injection is used for the parametric study. In the case of air injection near the fuel injection, maximum fuel penetration with minimum stagnation pressure loss is achieved.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Transverse Injection
  • Supersonic Crossflow
  • Mach disk
  • Stagnation Pressure Loss