مطالعه عددي ساختار موج دتونيشن در محفظه‌اي حلقوي

Numerical study of a detonation wave structure in annular chamber

انتظار مي‌رود در آينده موتورهاي دتونيشني در دسته پيشرانه‌هاي هوافضايي قرار گيرند. انواع مختلفي از موتورهاي دتونيشني در حال حاضر تحت بررسي هستند، از جمله موتور دتونيشن چرخشي ، كه در اين پژوهش يك نمونه آزمايشگاهي آن با هندسه حلقوي به قطر 76 ميلي‌متر و طول 101 ميلي‌متر امكان‌سنجي و طراحي شد. در اين مدل، هيدروژن و هواي استاندارد به صورت جداگانه به داخل محفظه احتراق دتونيشن تزريق مي‌شوند. جريان سوخت به صورت محوري و جريان هوا، شعاعي مي‌باشد. ابتدا اعتبارسنجي روش عددي با حل ميدان جريان درون يك هندسه مشابه و مقايسه با نتايج تجربي، انجام شده است. سپس به مطالعه پارامتريك از نظر هندسي و نسبت هم‌ارزي مخلوط تزريقي، پرداخته شد. با توجه به تغييرات ناچيز پارامترهاي ترموديناميكي در راستاي شعاعي ميدان جريان محفظه و كاهش هزينه‌هاي محاسباتي، از مدل دوبعدي هندسه طراحي شده، جهت شبيه سازي عددي استفاده شده‌است. با بررسي سه نسبت هم‌ارزي مختلف، مشاهده شد كه سرعت دتونيشن، فشار و دماي پشت موج دتونيشن در نسب هم‌ارزي 1.2، بيش‌تر از حالت 0.8 مي‌باشد. همچنين بيشينه سرعت دتونيشن و فشار پشت دتونيشن در حالت استوكيومتريك مشاهده شد. جهت بررسي اثرات طول محفظه، از ضريب 0.5 و 2 براي طول محفظه استفاده شد. از آنجا كه جريان خروجي محفظه نيمه مادون صوت است، تغييرات طول، اثر قابل توجهي بر عملكرد موتور و ساختار جريان دارد. نتايج حاكي از آن است كه افزايش طول محفظه، در فشار تزريق پايين، موجب افزايش ارتفاع جبهه دتونيشن و در فشار تزريق بالا، موجب كاهش ارتفاع جبهه دتونيشن مي‌شود.

Detonation engines are expected to be included in a number of aerospace thrusters in the future. Several types of detonation engines are currently under examination, including the rotating detonation engine. In this work, the feasibility study and design of a laboratory sample RDE which has an annular geometry with diameter of 76 mm has been performed. In this sample, hydrogen and standard air are separately injected into the combustion chamber of detonation engine. The injection of fuel and air flows are in the axial and radial directions, respectively. First, numerical studies are validated comparing the FLUENT results with the experimental ones. Then, the geometry and equivalence ratio of injection mixture are investigated parametrically. Considering the negligible variations of thermodynamics parameters in the radial direction of flow field and to reduce the computational costs, a 2D model is used for numerical simulations. Using three different equivalence ratio, it is found that detonation speed, pressure, and temperature behind detonation front, at the equivalence ratio of 1.2 is more than the equivalence ratio of 0.8. Also maximum detonation speed and pressure behind detonation is taken place in stoichiometric condition. The coefficient 0.5 and 2 are used in order to evaluate the effects of chamber length. Because the chamber outflow is semisubsonic, chamber length change has a significant effect on the engine performance and flow field. The results point out that increasing the chamber length in low injection pressure and high injection pressure leads to increasing and decreasing the height of detonation front, respectively.