طراحی و شبیه‌سازی عملکرد دهانه ورودی فراصوت به همراه محفظه احتراق بر اساس نیازمندی‌های موتور رمجت

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 دانشجوی کارشناسی‌ارشد، مجتمع دانشگاهی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالک‌اشتر، اصفهان، ایران

2 دانشیار، مجتمع دانشگاهی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالک‌اشتر، اصفهان، ایران

3 استادیار، مجتمع دانشگاهی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالک‌اشتر، اصفهان، ایران

چکیده

دهانه ورودی در موتورهای رمجت به‌منظور کاهش سرعت هوا از جریان آزاد تا سرعت لازم جهت پایداری شعله در محفظه احتراق، بکار می‌رود. از این‌رو طراحی دقیق و صحیح دهانه ورودی، تاثیر بسزایی بر عملکرد کل سیستم و پارامترهای اصلی موتور رمجت دارد. در کار حاضر یک دهانه ورودی تراکم خارجی متقارن محوری برای عملکرد در عدد ماخ پروازی 1/2 براساس نیازمندی‌های موتور رمجت خاص طراحی شد. با استفاده از دینامیک سیالات محاسباتی، شبیه‌سازی جریان برروی دهانه ورودی به صورت مجزا انجام گرفت. بمنظور بررسی عملکرد دهانه به صورت یکپارچه با سایر اجزای موتور، شبیه سازی پایا در دبی‌های سوخت مختلف و اعداد ماخ متفاوت انجام شد، در ادامه با انتخاب یک تابع خاصِ تزریق سوخت نسبت به زمان در محفظه احتراق، شبیه‌سازی گذرا برای موتور بصورت یکپارچه صورت پذیرفت. نتایج حاصل از شبیه سازی، سرعت حرکت موج ضربه ای و عملکرد دهانه ورودی در تعامل با سایر اجزا را نشان داد. همچنین نتایج نشان می‌دهد که دهانه ورودی طراحی شده می‌تواند الزامات مورد نیاز موتور، با توجه به توانمندی‌های سیستم کنترل سوخت را برآورده سازد.

کلیدواژه‌ها

موضوعات


[1]   Pu Y., Huang G., Fengyuan Z., Xia  C. Numerical investigation of two-dimensional supersonic variable geometry inlet for ramjet, in 21st AIAA International Space Planes and Hypersonics Technologies Conference (p. 2415).
[2]   M Akbarzadeh., Kermani. M., Numerical simulations of inviscid airflows in ramjet inlets, Transactions of the Canadian Society for Mechanical Engineering, Vol. 33, No. 2, pp. 271-296, 2009.
[3]   Fleeman E .L., Tactical missile design: American Institute of Aeronautics and Astronautics Reston, 2006.
[4]   Ryu K. J., Lim S., Song D.J., A computational study of the effect of angles of attack on a double-cone type supersonic inlet with a bleeding system, Computers & Fluids, Vol. 50, No. 1, pp. 72-80, 2011.
[5]   Oates G. C., Aircraft propulsion systems technology and design: Aiaa, 1989.
[6]   Oswatitsch K., Pressure recovery for missiles with reaction propulsion at high supersonic speeds (the efficiency of shock diffusers),  in: Contributions to the Development of Gasdynamics, Eds., pp. 290-323: Springer, 1980.
[7]   Farokhi S., Aircraft propulsion: John Wiley & Sons, 2014.
[8]   Saravanan R., Desikan S., Muruganandam T., Effect of back pressure and freestream dynamic pressure on a typical Ramjet engine duct under realistic supersonic inlet condition, The Aeronautical Journal, Vol. 122, No. 1247, pp. 83-103, 2018.
[9]   Zucrow M. J., Hoffman  J. D., Gas dynamics, New York: Wiley, 1976, 1976.
[10] Seddon J., Goldsmith E. L., Intake aerodynamics: Amer Inst of Aeronautics &, 1999.
[11] Hill P. G., Peterson C. R., Mechanics and thermodynamics of propulsion, Reading, MA, Addison-Wesley Publishing Co., 1992, 764 p., 1992.
[12] Herrmann D.,Siebe F., Gülhan A., Pressure fluctuations (buzzing) and inlet performance of an airbreathing missile, Journal of Propulsion and Power, Vol. 29, No. 4, pp. 839-848, 2013.
[13] Hemsch M. J., Nielsen J. N., Tactical missile aerodynamics, 1986.
[14] Kubota S., Tani K., Masuya G., Aerodynamic performances of a combined cycle inlet, Journal of propulsion and power, Vol. 22, No. 4, pp. 900-904, 2006.
[15] Mahoney J. J., Inlets for supersonic missiles: Amer Inst of Aeronautics &, 1990.
[16] Tu J., Yeoh G.-H., Liu C., Computational fluid dynamics: a practical approach: Butterworth-Heinemann, 2018.
[17] Magnussen B. F., Hjertager B. H., On mathematical modeling of turbulent combustion with special emphasis on soot formation and combustion, in Proceeding of, Elsevier, pp. 719-729.
[18] Kassem H. I., Saqr  K. M., Aly H. S., Sies M. M., Wahid M. A., Implementation of the eddy dissipation model of turbulent non-premixed combustion in OpenFOAM, International Communications in Heat and Mass Transfer, Vol. 38, No. 3, pp. 363-367, 2011.