Modares Mechanical Engineering
مهندسی مکانیک مدرس
Modares Mechanical Engineering
Engineering & Technology
http://mme.modares.ac.ir
1
admin
1027-5940
2476-6909
10.22034/mme
fa
jalali
1398
2
1
gregorian
2019
5
1
19
5
online
1
fulltext
fa
مطالعه عددی تاثیر حضور پله در حوزه جریان پاشش گازی صوتی عمودی در جریان هوای عرضی مافوق صوت
Numerical Study of Step Geometry Effects on Gaseous Sonic Transverse Injection in Supersonic Crossflow
<div style="text-align: justify;"><span style="font-size:12px;"><span style="font-family:iransharp;">مخلوطشدن مناسب سوخت و هوا یکی از مسایل چالشبرانگیز در سرعتهای مافوق صوت بوده که بیشترین کاربرد آن نیز در محفظههای احتراق موتورهای اسکرمجت است. در طراحی موتورهای اسکرمجت، اختلاط کافی بین جریان هوای مافوق صوت و جت سوخت پاشششده یک مساله حیاتی است زیرا بهدلیل زمان اقامت خیلی کوتاه مخلوط در جریان مافوق صوت، پایداری احتراق بسیار مشکل است. تاکنون مطالعات و تحقیقات گستردهای برای بهبود اختلاط سوخت و هوا در این حوزه جریان صورت پذیرفته است. یکی از راهکارهای ارایهشده برای بهبود اختلاط سوخت و هوا، ایجاد پله قبل از نقطه پاشش است که با ایجاد یک ناحیه بازچرخشی سرعت پایین قبل از نقطه پاشش موجب افزایش راندمان اختلاط میشود. البته باید اشاره نمود که استفاده از پله همراه با اُفت فشار سکون است که باید مصالحهای بین افزایش راندمان اختلاط و اُفت فشار سکون صورت پذیرد. در کار حاضر تاثیر حضور پله بر حوزه پاشش گازی صوتی عمودی در جریان هوای عرضی مافوق صوت بهصورت عددی بررسی شده است. در ابتدا معادلات دوبُعدی ناویر- استوکس بههمراه مدل آشفتگی دومعادلهای <span dir="LTR">k-ω SST</span> و معادله حالت گاز کامل با استفاده از نرمافزار فلوئنت حل شدهاند و نتایج حاصل از شبیهسازی عددی با دادههای تجربی مقایسه و صحّهگذاری شدهاند. سپس با تغییر دو پارامتر هندسی ارتفاع پله و فاصله پله از نقطه پاشش، تاثیر این دو پارامتر بر ارتفاع دیسک ماخ و اُفت فشار سکون بررسی شده است.<span style="font-size:10.0pt;"></span></span></span></div>
<div style="text-align: justify;">Fuel-air mixing is one of the challenging issues in supersonic velocities that is mostly used in <gwmw class="ginger-module-highlighter-mistake-type-1" id="gwmw-15528902444441159332877">scramjet</gwmw> engine <gwmw class="ginger-module-highlighter-mistake-type-1" id="gwmw-15528902444443585922187">combustors</gwmw>. Sufficient mixing between the supersonic <gwmw class="ginger-module-highlighter-mistake-type-1" id="gwmw-15528902457033179906226">airstream</gwmw> and the fuel jet is critical for designing of <gwmw class="ginger-module-highlighter-mistake-type-1" id="gwmw-15528902457037140115279">scramjet</gwmw> engines, and this is due to the very short residence <gwmw class="ginger-module-highlighter-mistake-type-1" id="gwmw-15528902457032940470785">timescale</gwmw> for the mixture in supersonic flows. Various studies and investigations have been conducted on enhancing the fuel-air mixture. One way to improve fuel-air mixture is to employ step before the injection point, so a low-speed recirculation zone is created before the injection point and causes to improve <gwmw class="ginger-module-highlighter-mistake-type-3" id="gwmw-15528902481839203214880">fuel-air mixture</gwmw>. Employing step causes to increase stagnation pressure loss and we should compromise between mixing efficiency and stagnation pressure loss. In this paper, the effects of step on Gaseous sonic transverse injection in supersonic <gwmw class="ginger-module-highlighter-mistake-type-1" id="gwmw-15528902503157652997046">crossflow</gwmw> are investigated numerically. Two-dimensional Reynolds Averaged Navier-Stokes equations and k-ω <gwmw class="ginger-module-highlighter-mistake-type-1" id="gwmw-15528902516730373837100">sst</gwmw> turbulence model and the perfect gas equation have been solved, using Fluent software. The results of the numerical solution are compared and validated with available experimental data. Numerical results showed good agreement with the experimental values. Then, the effects of varying step heights and distance of <gwmw class="ginger-module-highlighter-mistake-type-3" id="gwmw-15528902548161153696700">step</gwmw> from <gwmw class="ginger-module-highlighter-mistake-type-3" id="gwmw-15528902548167240094077">injection point</gwmw> on Mach disc height and stagnation pressure loss are considered numerically.</div>
اسکرمجت, پاشش متقاطع, نسبت فشار, موج ضربهای, شبیهسازی عددی
Scramjet, Transverse Injection, Pressure Ratio, Shock Wave, Numerical Simulation
1075
1084
http://mme.modares.ac.ir/browse.php?a_code=A-10-42701-3&slc_lang=fa&sid=15
M.
Zahedzadeh
مصطفی
زاهدزاده
1003194753284600114838
1003194753284600114838
Yes
Aerospace Engineering Department, Mechanical Engineering Faculty, Tarbiat Modares University, Tehran, Iran
گروه مهندسی هوافضا، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه تربیت مدرس، تهران، ایران
F.
Ommi
فتح الله
امی
fommi@modares.ac.ir
1003194753284600114839
1003194753284600114839
No
Aerospace Engineering Department, Mechanical Engineering Faculty, Tarbiat Modares University, Tehran, Iran
گروه مهندسی هوافضا، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه تربیت مدرس، تهران، ایران