Abstracto:
Cuando las presiones y temperaturas se vuelven tan altas en un vuelo supersónico que ya no es eficiente reducir la velocidad del flujo entrante a velocidades subsónicas para la combustión, se utiliza un scramjet (estatorreactor de combustión supersónica) en lugar de un estatorreactor. Este artículo tiene como objetivo modelar el flujo supersónico dentro del motor Scramjet utilizando fluido computacional.
ANSYS Dinámica fluida. El propósito de esta prueba es validar la capacidad de FLUENT para predecir ondas de choque reflejadas y su efecto en la distribución de presión de la pared y la transferencia de calor. Se modela el flujo supersónico de una boquilla que representa la boquilla de escape de un estatorreactor de combustión supersónica (SCRAMJET). El chorro de la tobera se emite hacia un dominio que está limitado por un lado por una pared trasera del cuerpo paralela a la línea central de la tobera. Los impactos que se propagan desde la salida de la tobera se reflejan en la parte trasera del cuerpo. Los valores medidos de la distribución de presión en la pared y la tasa de transferencia de calor a lo largo de la parte posterior del cuerpo se utilizan para validar la simulación CFD.
En este estudio, se utilizó el modelo k-ε para examinar el flujo supersónico en un modelo de escape scramjet. La configuración utilizada es similar al modelo scramjet del DLR (Centro Aeroespacial Alemán) y consta de un canal divergente unilateral en forma de cuña y no en forma de cuña. Para fines de validación, los resultados de k-ε se comparan con los datos de temperatura experimentales en la pared del fondo. Además, también se realizan comparaciones cualitativas entre imágenes de gráficos de sombras medidas y predichas. Los cálculos de k-ε pueden predecir muy bien las simulaciones de flujo.
Ver también: CFD – ¿Qué es la dinámica de fluidos computacional? - Mecánica de fluidos
INTRODUCCIÓN
Los scramjets son motores diseñados para funcionar a altas velocidades, generalmente asociados únicamente con cohetes y normalmente propulsados por combustible de hidrógeno. Scramjet es un acrónimo de ramjet de combustión supersónica. Un ramjet no tiene partes móviles. El aire que entra por la entrada se comprime utilizando la velocidad de avance del avión. Luego, el aire de admisión se desacelera desde una velocidad subsónica o supersónica alta a una velocidad subsónica baja mediante difusión aerodinámica creada por la entrada y el difusor. Luego el combustible se inyecta en la cámara de combustión donde se produce la quema. La expansión de los gases calientes acelera el aire de escape subsónico a una velocidad supersónica. Esto da como resultado una velocidad de avance. Los scramjets, por otro lado, no ralentizan el flujo de aire libre a través de la cámara de combustión, manteniéndolo a una velocidad supersónica. Esto puede parecer mecánicamente simple, pero es inmensamente más complejo aerodinámicamente que un motor a reacción.
Mantener el flujo libre supersónico permite que el scramjet vuele a velocidades mucho más altas. Se requiere flujo supersónico a velocidades más altas para maximizar la eficiencia durante el proceso de combustión. Se ha estimado que las velocidades máximas del scramjet están entre Mach 15 y Mach 24; sin embargo, en esta etapa inicial, Mach 9,6 es el vuelo más rápido registrado durante el tercer y último vuelo del X-43A pilotado por la NASA. Eso es tres veces la velocidad del SR-71, oficialmente el avión a reacción más rápido en alcanzar Mach 3,2.
MODELO GEOMÉTRICO
Se modela el flujo supersónico de una boquilla que representa la boquilla de escape de un estatorreactor de combustión supersónica (SCRAMJET). El chorro de la tobera se emite hacia una zona limitada por un lado por una pared trasera del cuerpo paralela a la línea central de la tobera. Los impactos que se propagan desde la salida de la tobera se reflejan en la parte trasera del cuerpo. Los valores medidos de la distribución de la presión de la pared y la tasa de transferencia de calor a lo largo de la parte posterior del cuerpo se utilizan para validar la simulación CFD. El flujo se considera bidimensional porque el espacio en la salida experimental es considerablemente mayor que la altura. Ambas geometrías se muestran en la Fig. 1 y la Fig. 2. El flujo ingresa a la sección de escape a velocidad Mach.
número de 1,66. En cada caso, la pared de capó opuesta a la carrocería trasera está inicialmente inclinada hacia arriba. A esto le sigue una cuña, que induce un choque que se refleja en la parte posterior del cuerpo.
Croquis que muestra los separadores de pico y tapa.Referencia y descarga:
