Abstrato:
Quando as pressões e temperaturas se tornam tão altas no vôo supersônico que não é mais eficiente desacelerar o fluxo que se aproxima para velocidades subsônicas para combustão, um scramjet (ramjet de combustão supersônica) é usado no lugar de um ramjet. Este artigo tem como objetivo modelar o escoamento supersônico dentro do motor Scramjet utilizando o Fluido Computacional
Dinâmica ANSYS Fluent. O objetivo deste teste é validar a capacidade do FLUENT de prever ondas de choque refletidas e seu efeito na distribuição de pressão de parede e transferência de calor. O fluxo supersônico de um bocal que representa o bocal de exaustão de um ramjet de combustão supersônica (SCRAMJET) é modelado. O jato do bocal é emitido para um domínio que é delimitado em um lado por uma parede do corpo posterior que é paralela à linha central do bocal. Choques que se propagam da saída do bocal refletem do corpo posterior. Valores medidos da distribuição de pressão de parede e taxa de transferência de calor ao longo do corpo posterior são usados para validar a simulação CFD.
Neste estudo, o modelo k-ε foi usado para examinar o fluxo supersônico em um modelo de exaustão scramjet. A configuração utilizada é semelhante ao modelo scramjet DLR (Centro Aeroespacial Alemão) e consiste em um canal divergente unilateral com formato de cunha e sem formato de cunha. Para efeito de validação, os resultados k-ε são comparados com dados experimentais de temperatura na parede inferior. Além disso, também são feitas comparações qualitativas entre imagens de gráfico de sombra previstas e medidas. Os cálculos k-ε são capazes de prever muito bem as simulações de fluxo.
Veja também: CFD – O que é dinâmica de fluidos computacional -Mecânica dos fluidos
INTRODUÇÃO
Scramjets são motores projetados para operar em altas velocidades, geralmente associados apenas a foguetes e normalmente movidos a combustível de hidrogênio. Scramjet é um acrônimo para ramjet de combustão supersônica. Um ramjet não possui partes móveis. O ar que entra na entrada é comprimido usando a velocidade de avanço da aeronave. O ar de admissão é então desacelerado de uma velocidade subsônica ou supersônica alta para uma velocidade subsônica baixa por difusão aerodinâmica criada pela entrada e pelo difusor. O combustível é então injetado na câmara de combustão onde ocorre a queima. A expansão dos gases quentes acelera então o ar de exaustão subsônico a uma velocidade supersônica. Isso resulta em uma velocidade de avanço. Os scramjets, por outro lado, não retardam o fluxo de ar livre através da câmara de combustão, mantendo-o em alguma velocidade supersônica. Isto pode parecer mecanicamente simples, mas é imensamente mais complexo aerodinamicamente do que um motor a jato.
Manter o fluxo de fluxo livre supersônico permite que o scramjet voe em velocidades muito mais altas. O fluxo supersônico é necessário em velocidades mais altas para maximizar a eficiência por meio do processo de combustão. As velocidades máximas do scramjet foram estimadas entre Mach 15 a Mach 24, no entanto, neste estágio inicial, Mach 9,6 é o voo mais rápido registrado alcançado durante o terceiro e último voo do X-43A pilotado pela NASA. Isso é três vezes a velocidade do SR-71, oficialmente a aeronave a jato mais rápida que atingiu Mach 3,2.
MODELO GEOMÉTRICO
O fluxo supersônico de um bocal que representa o bocal de exaustão de um ramjet de combustão supersônica (SCRAMJET) é modelado. O jato do bocal é emitido em um domínio que é limitado em um lado por uma parede posterior do corpo que é paralela à linha central do bocal. Os choques que se propagam a partir da saída do bocal são refletidos no corpo posterior. Os valores medidos da distribuição da pressão da parede e da taxa de transferência de calor ao longo do corpo posterior são usados para validar a simulação CFD. O fluxo é considerado bidimensional, porque o vão da saída experimental é consideravelmente maior que a altura. Ambas as geometrias são mostradas na Fig. 1 e Fig. 2. O fluxo entra na seção de exaustão a uma velocidade Mach
número de 1,66. Em cada caso, a parede do capô oposta ao corpo posterior faz ângulos inicialmente para cima. Isso é seguido por uma cunha, induzindo um choque que reflete no corpo posterior.
Esboço mostrando separadores de bico e tampaReferência e download:
