НАУКА и ОБРАЗОВАНИЕ

Файл статьи: SE-BMSTU...o048.pdf (765.23Кб)

УДК 533.6.011.5

Россия, Московский Государственный Индустриальный Университет МГТУ им. Н.Э. Баумана

Изучение процессов, протекающих в гиперзвуковых прямоточных воздушно реактивных двигателях (ГПВРД) является актуальной задачей. К таковым процессам относится в том числе процесс образования водородо-воздушной смеси перед камерой сгорания ГПВРД. Исследование такого рода процессов экспериментальным путем связано с различного вида трудностями, поэтому важное значение имеет использование математических моделей и численного моделирования для анализа таких задач.
В данной работе рассмотрен процесс образования водородо-воздушной смеси путем инжекции водорода в спутный сверхзвуковой поток воздуха посредством радиальных пилонов, расположенных в трехмерном канале с центральным коаксиальным цилиндром. За основу геометрической модели взят канал круглого сечения, который в осесимметричной постановке представляет собой сектор. В канале установлены пилоны. Рассмотрены пилоны двух разных форм, а также два варианта их расположения в канале. Пилоны отличаются высотой, методом крепления, а также разными турбулизаторами потока, предназначенными для улучшения эффективности смешения. Пилон №1 крепится к стенке канала и занимает в радиальном направлении не более 1/3 радиуса канала. Пилон №2 расположен вдоль всего радиуса канала и крепится с одной стороны к стенке канала, а с другой – к коаксиальному цилиндру, проходящему вдоль оси симметрии. Инжекция водорода осуществляется с поверхности пилона перед турбулизатором. Угол инжекции водорода относительно оси канала в случае одного турбулизатора обусловлен его геометрией и составляет 12°, в случае второго - 0° (в целях уменьшения потерь полного давления потока). Изучается влияние геометрической формы пилонов на характеристики формирующегося течения водородовоздушной смеси.
Исследования проводятся численно на основе уравнений Рейнольдса для турбулентного движения многокомпонентного вязкого газа. Уравнения Рейнольдса замыкаются k-ε моделей турбулентности. Задача решена на расчетной сетке в 300 тысяч ячеек с числом Куранта CFL=1. Уравнения дискретизируются методом контрольного объема по схемам второго порядка точности.
Показано, что за счет изменения геометрии турбулизатора можно повысить интенсивность перемешивания, но при этом уменьшается проникающая способность водорода вследствие уменьшения угла инжекции. В тоже время, изменение формы турбулизатора влечет за собой ухудшение смесеобразования. Снижение эффективности смесеобразования достигает в некоторых областях 37%. Наличие же дополнительного турбулизатора в окрестностях коаксиального цилиндра не компенсирует потери в качестве смесеобразования. Потери полного давления снижаются при инжекции водорода под нулевым углом к оси канала.

1. Wei Huang, Zhen-guo Wang, Mohamed Pourkashanian, Lin Ma, Derek B. Ingham, Shi-bin Luo, Jun Liu. Hydrogen fuelled scramjet combustor – the impact of fuel injection // In: Fuel Injection / ed. by D. Siano. Croatia, Rijeka : SCIYO, 2010. P. 167-182.
2. Rana Z.A., Thornber B.J.R., Drkakis D. Analysis of Hydrogen Injection into the Combustor of HyShot-II Scramjet Engine Using ILES // 49^th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Orlando, Florida, 2011. Art. no. 2001-506. DOI:10.2514/6.2011-506
3. Туник Ю.В. Численное моделирование детонационного горения водородовоздушных смесей в сопле Лаваля // Известия РАН. Механика жидкости и газа . 2010. № 2. С . 107-114.
4. Tunik Yu.V., Zubin M.A., Shatalov O.P. Stabilization of the detonative combustion behind shock waves in Laval nozzle // Book of Proceedings of the 20th International Shock Interaction Symposium. Stockholm, August 20 – 24, 2012. P. 199-202.
5. Hwang S.J. Numerical simulation of enhanced mixing in scramjet combustor using ramp, tabs and suction collar. Ph.D. thesis. University of Kansas, 2011. 89 p.
6. Леонтьев А.И., Лущик В.Г., Якубенко А.Е. Влияние вдува (отсоса) на энергоразделение потоков сжимаемого газа // Известия РАН. Механика жидкости и газа . 2011. № 6. С . 110-117.
7. Isaev S.A., Leontiev A.I. Problems of simulating tornado-like heat transfer in turbulent flow past a dimped relief on a narrow channel wall // Journal of Engineering Physics and Thermophysics. 2010. Vol. 83, no. 4. P. 783-793. DOI: 10.1007/s10891-010-0404-5
8. Arnalt Stalin A.S., Robinson Y. Numerical simulation of mixing enhancement of cavity based transverse injection in a scramjet combustor // European Journal of Scientific Research. 2012. No. 4. P. 502-513.
9. Moorthy J.V.S., Rajinikanth B., Charyulu B.V.N. Effect of ramp-cavity on hydrogen fueled scramjet combustor // Propulsion and Power Research. 2014. Vol. 3. P. 22-28.
10. Fedorchenko I.A., Fedorova N.N., Fedorov A.V. Numerical study of transverse jet injections into supersonic flow // Proceedings of the 3rd European Conference for Aerospace Science (EUCASS-2009), Versailles, Paris, July 6-9, 2009. ( С D-ROM).
11. Gruenig C., Avrashkov V., Mayinger F. Fuel injection into a supersonic airflow by means of pylons // Journal of Propulsion and Power. 2000. Vol. 16, no. 1. P. 29-34. DOI: 10.2514/2.5560
12. Lien L.S., Kalitzin G., Durbin P.A. RANS modeling for compressible and transitional flows // Proceedings of the Summer Program. Center for Turbulence Research, Stanford University, California, 1998. P. 267-286.
13. Гурвич Л.В., Вейц И.В., Медведев В.А. и др. Термодинамические свойства индивидуальных веществ: справочник. В 2 т. Т. 1. Кн. 2. М.: Наука, 1978. 327 с.
14. Smits A.J., Dussauge J.-P. Turbulent Shear Layers in Supersonic Flow. 2nd ed. Springer, 2010. 424 p.
15. Courant R., Friedrichs K., Lewy H. On the partial difference equations of mathematical physics // IBM Journal of Research and Development. 1967. Vol. 11, no. 2. P. 215-234. DOI:10.1147/rd.112.0215