Segunda, 02 de Maio de 2016

SCRAMJET – Supersonic Combustion Ramjet

O post a seguir  é um trabalho da disciplina Propulsão Aeroespacial Não-Convencional, realizada pelo aluno da Universidade Federal do ABC, Caio Fuzaro Rafael, ministrada pelo professor Annibal Hetem Jr.

Introdução

Motores Scramjet são tipos de motores com propulsão interna, que podem funcionar com vários tipos de combinações de combustíveis químicos. O início do funcionamento de um Scramjet depende necessariamente de uma condição de voo com número de Mach alto, comumente estes são transportados por foguetes, e quando adquirido uma velocidade alta é dada a partida no motor.

Scramjet.

Os cálculos iniciais para o projeto de um Scramjet, levam em conta aerodinâmica supersônica, principalmente no que se diz respeito ao cálculo de ondas de choques oblíquas.

 

Shock Waves.

O equacionamento de ondas de choque oblíquas são de fácil resolução e podem ser resolvidos com auxilio de um gráfico ou tabela, sabendo o número de Mach a montante da rampa de inclinação que irá defletir a onda de choque, e a própria inclinação da rampa, é simples de se obter o ângulo de deflexão da onda de choque.

Oblique Shock

Oblique Shock

Objetivo

O presente trabalho tem por objetivo avaliar a geometria proposta por Bonelli (2011) em seu paper “Preliminary Design of a Hypersonic Air-breathing Vehicle” apresentado no 17th AIAA “International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference”.

Geometria Proposta por Bonnelli (2011)

 

A geometria proposta foi construída de modo a direcionar as ondas de choque para dentro da câmara de combustão supersônica.

Geometria Scramjet

Detalhes Pontos 3 e 4

Geometria Proposta

Observações:

  • Entre os pontos 3 e 4 está situado o inicio da câmara de combustão;
  • A partir do ponto 4 e a sua jusante foi construída uma fina parede de 1mm de espessura para delimitar a parte inferior da câmara de combustão, está que vai até o final do comprimento do Scramjet.

 

Estudos Preliminares da Geometria e Valores de Mach

 

Primeira rampa, entre os pontos 1 e 2:

  • Ângulo de inclinação da rampa = 5,62°
  • Admitindo como Mach de entrada de 7,5 a partir das contas de onda de choque oblíquos temos que número de Mach atrás da onda será de 6,36 e o ângulo de deflexão da onda de 11,82°;
  • E ainda a razão entre a P2/P1 = 2,58 e T2/T1 = 1,34.

Segunda rampa, entre os pontos 2 e 3:

  • Ângulo de inclinação entre a reta que passa pelos pontos 1 e 2 e a reta que passa pelos pontos 2 e 3 = 13,24°;
  • Admitindo como Mach de entrada de 6,36 a partir das contas de onda de choque oblíquos temos que o número de Mach atrás da onda será de 4,39 e o ângulo de deflexão será de 20,36°;
  • E ainda a razão entre P2/P1 = 5,54 e T2/T1 = 1,86.

Resultados Esperados

Podemos antecipar nossos resultados que serão obtidos no CFD++:

Resultados Esperados.

Malha para o CFD++

 

Foi feita uma malha com aproximadamente utilizando o software MIME, com 1 milhão de elementos triangulares, e 400 mil elementos de prismas que estão localizadas em todas as regiões de paredes da geometria.

 

 

Condições de Contorno

Foram admitas as seguintes condições de contorno

Condições de Contorno

Casos Rodados 

Foi utilizado o software CFD++ com os seguintes modelos de turbulência:

1.Modelo de Turbulência κε:

  • Envolvem duas equações diferenciais de transporte, é preciso e possui estabilidade numérica;
  • κ é a energia cinética da turbulência e é definida como a variação das flutuações em velocidade;
  • ε é a taxa de dissipação da turbulência;
  • Este modelo assume que o escoamento é turbulento em todos os seu domínio.

2.Modelo com as Equações de Euler:

  • Modelo sem viscosidade, que resolve as Equações de Euler, que nada mais é que as Equações de Navier-Stokes sem termos viscosos.

 

 

Modelo de Turbulênc κ–ε

Campos de Temperatura e Pressão.

Número de Mach e campo de Pressão.

Número de Mach.

Bolha de recirculação na entrada da câmara de combustão.

Modelo com as Equações de Euler

Número de Mach e Campos de Pressão.

Campos de Temperatura e Pressão.

Campo de Pressão dentro da Câmara de Combustão.

Ausência de Bolha de recirculação na entrada da câmara de combustão

Número de Mach

Comparações e Conclusões:

O gráfico mostrado,  apresenta descontinuidade ao longo de suas curvas, estas descontinuidades são evidenciais fundamentais de ondas de choque, principalmente ao longo da câmara de combustão.

A tabela, confirma a validação da geometria projetada com os resultados obtidos via CFD.

Distribuição de pressão ao longo das paredes do Scramjet.

 

Comparação dos resultados obtidos e esperados.

O modelo simulado com turbulência k-eps, aponta uma bolha de recirculação na entrada da câmara de combustão, muito provável que esta bolha não exista na realidade, seja resultado apenas do modelo de turbulência, este modelo de turbulência não foi testado em condições extremas como altitudes de 30 km com pressão de 1196 Pa e 226 K, então não há como afirmar que este é o modelo de turbulência adequado a simular, por isso optou-se a rodar um modelo sem turbulência;

Referências:

  1. 17th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference “Preliminary Design of a Hypersonic Air-breathing Vehicle”, Bonelli, F.
  2. Modern Compressible Flow: With Historical Perspective, John David Anderson, 3rd. ed., Boston: McGraw-Hill, 2003.
  3. Advanced Space Propulsion Systems, Martin Tajmar, Springer; 1st ed., 2004.

 

 

 

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