Análise numérica da influência da velocidade na combustão supersônica em um demonstrador Scramjet

Supersonic combustion ramjet, or scramjet, is a hypersonic airbreathing propulsion system that utilizes flat oblique or conical shock waves to compress and decelerate hypersonic air flow in supersonic speeds. Recent flight tests have demonstrated that there’s viability in supersonic combustion co...

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Detalhes bibliográficos
Autor principal: Bezerra, Ítalo Sabino Arrais
Outros Autores: Toro, Paulo Gilberto de Paula
Formato: Dissertação
Idioma:pt_BR
Publicado em: Universidade Federal do Rio Grande do Norte
Assuntos:
Scramjet
Combustão supersônica
Injeção transversal
CFD
Endereço do item:https://repositorio.ufrn.br/jspui/handle/123456789/29948
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Bezerra, Ítalo Sabino Arrais
Análise numérica da influência da velocidade na combustão supersônica em um demonstrador Scramjet
description Supersonic combustion ramjet, or scramjet, is a hypersonic airbreathing propulsion system that utilizes flat oblique or conical shock waves to compress and decelerate hypersonic air flow in supersonic speeds. Recent flight tests have demonstrated that there’s viability in supersonic combustion concept, but such technology is not fully mastered yet. The objective of this Master’s Thesis is to study the effects of vehicle speed variation on the supersonic combustion for a hydrogen/atmospheric air mixture on the scramjet demonstrator combustor. Two methods of fuel transverse injection (single and double) and three situations of vehicle operation were evaluated: at design speed conditions (corresponding to the Mach number 6.8), at lower speed (corresponding to the Mach number 6.4) and at a higher than projected speed (corresponding to the Mach number 7.2) considering flight at the geometric altitude of 30 km. Different fuel injection methods have interactions of particular and distinct phenomena in relation to the flow, therefore, seeks to verify how vehicle's operating conditions variations may influence the flow behavior, in terms of the performance and the efficiency of the combustion process. Steady state flow was considered, air as calorically perfect gas and simplified chemical kinetic mechanism with 4 species and 1 chemical reaction using laminar finite-rate model and the turbulence modeled by the k-kl-ω transition model. Second order upwind schemes were used in the discretization. Variation curves of thermodynamic and species properties, shock trains visualization, flow contours and average properties at the isolator and combustor outputs are presented. It was revealed that there was an increase in the values of the thermodynamic properties (pressure, temperature, density, etc.) and intensification of shock trains in the isolator with the increase of the flight speed. In addition, there was a reduction in the amount of air admitted to the isolator due to non-operating speeds, as a result of the shock waves moving away from the cowl attack board. However, the flow remained supersonic in the combustion chamber. Spontaneous fuel burning was visualized for all conditions tested, whose average efficiencies with single and double injection obtained 10% and 22%, respectively.
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Two methods of fuel transverse injection (single and double) and three situations of vehicle operation were evaluated: at design speed conditions (corresponding to the Mach number 6.8), at lower speed (corresponding to the Mach number 6.4) and at a higher than projected speed (corresponding to the Mach number 7.2) considering flight at the geometric altitude of 30 km. Different fuel injection methods have interactions of particular and distinct phenomena in relation to the flow, therefore, seeks to verify how vehicle's operating conditions variations may influence the flow behavior, in terms of the performance and the efficiency of the combustion process. Steady state flow was considered, air as calorically perfect gas and simplified chemical kinetic mechanism with 4 species and 1 chemical reaction using laminar finite-rate model and the turbulence modeled by the k-kl-ω transition model. Second order upwind schemes were used in the discretization. Variation curves of thermodynamic and species properties, shock trains visualization, flow contours and average properties at the isolator and combustor outputs are presented. It was revealed that there was an increase in the values of the thermodynamic properties (pressure, temperature, density, etc.) and intensification of shock trains in the isolator with the increase of the flight speed. In addition, there was a reduction in the amount of air admitted to the isolator due to non-operating speeds, as a result of the shock waves moving away from the cowl attack board. However, the flow remained supersonic in the combustion chamber. Spontaneous fuel burning was visualized for all conditions tested, whose average efficiencies with single and double injection obtained 10% and 22%, respectively. Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior - CAPES O sistema de propulsão aspirada baseado em combustão supersônica (Supersonic Combustion Ramjet, ou scramjet), utiliza ondas de choque oblíquas planas ou cônicas para comprimir e desacelerar o escoamento hipersônico de ar em velocidades supersônicas. Testes recentes demonstraram que existe viabilidade na utilização do conceito de combustão supersônica, porém tal tecnologia ainda não é totalmente dominada. O objetivo desta Dissertação de Mestrado é estudar numericamente os efeitos da variação da velocidade do veículo na combustão supersônica de uma mistura hidrogênio / ar atmosférico no combustor do demonstrador scramjet. Foram avaliados dois métodos de injeção transversal (simples e dupla) de combustível e três situações de operação do veículo: nas condições de velocidade de projeto (correspondente ao número de Mach 6,8), em velocidade inferior (correspondente ao número de Mach 6,4) e a uma velocidade superior a projetada (correspondente ao número de Mach 7,2) considerando voo na altitude geométrica de 30 km. Diferentes métodos de injeção de combustível possuem interações de fenômenos particulares e distintos em relação ao escoamento, desse modo, busca-se verificar como a variação das condições de operação do veículo influenciam o comportamento do escoamento, em termos de parâmetros globais e rendimento do processo de combustão. Na modelagem foi considerado escoamento em regime estacionário, ar como gás caloricamente perfeito, mecanismo de cinética química simplificado com 4 espécies e 1 reação química e a turbulência avaliada pelo modelo de transição k-kl-ω. Esquemas de discretização de segunda ordem foram utilizados. São apresentadas curvas de variação de propriedades termodinâmicas e de espécies, visualização de trens de choque, contornos do escoamento e propriedades médias na saída do isolador e do combustor. Revelou-se que houve aumento dos valores das propriedades termodinâmicas (pressão, temperatura e massa específica) e intensificação de trens de choque no isolador com o acréscimo da velocidade de voo. Além disso, houve redução da quantidade de ar admitida no isolador em função de velocidades não operacionais, resultado do afastamento das ondas choque em relação ao bordo de ataque da carenagem. Entretanto, o escoamento manteve-se supersônico na câmara de combustão. Visualizou-se queima espontânea de combustível para todas as condições testadas cujas eficiências médias com injeção simples e dupla obtiveram 10% e 22%, respectivamente. 2020-09-04T23:16:13Z 2020-09-04T23:16:13Z 2020-06-24 masterThesis BEZERRA, Ítalo Sabino Arrais. Análise numérica da influência da velocidade na combustão supersônica em um demonstrador Scramjet. 2020. 94f. Dissertação (Mestrado em Engenharia Mecânica) - Centro de Tecnologia, Universidade Federal do Rio Grande do Norte, Natal, 2020. https://repositorio.ufrn.br/jspui/handle/123456789/29948 pt_BR Acesso Aberto application/pdf Universidade Federal do Rio Grande do Norte Brasil UFRN PROGRAMA DE PÓS-GRADUAÇÃO EM ENGENHARIA MECÂNICA

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