مطالعه عددي تاثير حضور پله در حوزه جريان پاشش گازي صوتي عمودي در جريان هواي عرضي مافوق صوت

Numerical Study of Step Geometry Effects on Gaseous Sonic Transverse Injection in Supersonic Crossflow

مخلوط شدن مناسب سوخت و هوا يكي از مسايل چالش برانگيز در سرعت هاي مافوق صوت بوده كه بيشترين كاربرد آن نيز در محفظه هاي احتراق موتورهاي اسكرم جت است. در طراحي موتورهاي اسكرم جت، اختلاط كافي بين جريان هواي مافوق صوت و جت سوخت پاشش شده يك مساله حياتي است زيرا به دليل زمان اقامت خيلي كوتاه مخلوط در جريان مافوق صوت، پايداري احتراق بسيار مشكل است. تاكنون مطالعات و تحقيقات گسترده اي براي بهبود اختلاط سوخت و هوا در اين حوزه جريان صورت پذيرفته است. يكي از راهكارهاي ارايه شده براي بهبود اختلاط سوخت و هوا، ايجاد پله قبل از نقطه پاشش است كه با ايجاد يك ناحيه بازچرخشي سرعت پايين قبل از نقطه پاشش موجب افزايش راندمان اختلاط مي شود. البته بايد اشاره نمود كه استفاده از پله همراه با افت فشار سكون است كه بايد مصالحه اي بين افزايش راندمان اختلاط و افت فشار سكون صورت پذيرد. در كار حاضر تاثير حضور پله بر حوزه پاشش گازي صوتي عمودي در جريان هواي عرضي مافوق صوت به صورت عددي بررسي شده است. در ابتدا معادلات دوبعدي ناوير- استوكس به همراه مدل آشفتگي دومعادله اي k-ω SST و معادله حالت گاز كامل با استفاده از نرم افزار فلوئنت حل شده اند و نتايج حاصل از شبيه سازي عددي با داده هاي تجربي مقايسه و صحه گذاري شده اند. سپس با تغيير دو پارامتر هندسي ارتفاع پله و فاصله پله از نقطه پاشش، تاثير اين دو پارامتر بر ارتفاع ديسك ماخ و افت فشار سكون بررسي شده است.

Fuel-air mixing is one of the challenging issues in supersonic velocities that is mostly used in scramjet engine combustors. Sufficient mixing between the supersonic airstream and the fuel jet is critical for designing of scramjet engines, and this is due to the very short residence timescale 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 fuel-air mixture. 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 crossflow are investigated numerically. Two-dimensional Reynolds Averaged Navier-Stokes equations and k-ω sst 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 step from injection point on Mach disc height and stagnation pressure loss are considered numerically.