مطالعه عددی پاشش متقاطع جت های صوتی دو-مرحله ای در جریان عرضی مافوق صوت بعد از یک پله

مخلوط شدن مناسب سوخت و هوا تاثیر زیادی بر احتراق کارآمد در محفظه‌های احتراق موتورهای اسکرمجت دارد. در طراحی موتورهای اسکرمجت، اختلاط کافی بین جریان هوای مافوق صوت و جت سوخت پاشش شده یک مساله حیاتی است و به دلیل زمان اقامت خیلی کوتاه مخلوط در جریان مافوق صوت، پایداری احتراق بسیار مشکل می‌باشد. زمان اقامت سیال در یک موتور اسکرمجت فقط در حدود چند میلی‌ثانیه است. لذا تحقیق بر روی پاشش و انتشار سوخت یک مساله بسیار مهم در طراحی این موتورها می‌باشد. در این مقاله پاشش متقاطع دومرحله‌ای جت صوتی دایروی به درون جریان مافوق صوت بعد از پله به صورت عددی بررسی شده است. در مقایسه با پاشش موازی، پاشش متقاطع عمق نفوذ سوخت بهتر و ترکیب مناسب‌تری فراهم می‌نماید ولی افت فشار سکون در این روش بیشتر از روش پاشش موازی است. معادلات ناویراستوکس رینولدزمتوسط به همراه مدل آشفتگی kω sst و معادله حالت گاز کامل با استفاده از نرم‌افزار فلوئنت حل شده‌اند. نتایج حل عددی با داده‌های تجربی دردسترس مقایسه و صحّه‌گذاری شده‌اند که نتایج عددی تطابق خوبی با داده‌های تجربی دارند. شبیه‌سازی‌ها به خوبی موقعیت و شکل مشخصات اصلی جریان را نشان می‌دهند. حوزه جریان شامل امواج ضربه‌ای مختلفی از قبیل امواج ضربه‌ای کمانی، امواج ضربهای ناشی از جدایش، و امواج ضربه‌ای بشکه‌ای می‌باشد. نتایج نشان می‌دهند که ارتفاع دیسک ماخ انژکتور دوم بیشتر از انژکتور اول است که به دلیل افت فشار سکون ناشی از انژکتور اول است.

Numerical Study of Staged Transverse Injection of Sonic Jets into Supersonic Crossflows behind a Step

Efficient combustion in the Scramjet combustors depends on the proper airfuel mixing. 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. The fluid residence time is only about of the order of milliseconds in a scramjet engine, and therefore injection and spreading of the fuel is an important issue. In this paper staged transverse injection of sonic circular jets into supersonic crossflows behind a step has been studied numerically. In comparison with parallel injection, Transverse injection provides better fuel penetration with sufficient mixing and heat release but imposes larger stagnation pressure loss. Threedimensional Reynolds Averaged NavierStokes equations and kω sst turbulence model and the perfect gas equation have been solved by 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. The simulations correctly captured the location and shape of the main flow features. The flow filed consists of various shock waves such as bow shocks, separation induced shocks, and barrel shocks. Results showed that Mach disc height of the second injector is larger than first injector that is due to the stagnation pressure loss of the first injection.