Farklı türbülans, yanma modelleri ve reaksiyon mekanizmalarının, süpersonik yanma üzerine etkisinin hesaplamalı akışkanlar dinamiği ile incelenmesi

Abstract

Scramjet, süpersonik koşullarda yanmanın gerçekleştiği motorlara verilen isimdir. Turbomakine parçalara sahip olmadan itki sağlar. Bu tez kapsamında iki farklı Scramjet yanma odasının, hesaplamalı akışkanlar dinamiği kullanılarak analizleri gerçekleştirilmiştir. İlk süpersonik yanma odası alev tutucu içeren hidrojen yakıtlı DLR (Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt) Scramjet yanma odasının ve ikinci olarak Virginia Üniversitesi çift modlu Scramjet yanma odası: configuration A'nın hesaplamalı akış analizleri gerçekleştirilmiştir. Birinci kısımda, Reynolds-averaged Navier Stokes (RANS) yaklaşımı kullanılmıştır. Türbülanslı yanma bölgesini çözümlemek adına DLR Scramjet yanma odası farklı hidrojen-hava reaksiyon mekanizmaları, RANS temelli türbülans modelleri ve yanma modelleri kullanılarak analizler gerçekleştirilmiştir. Çalışma sonucunda analizler çözüm ağından başarılı bir şekilde bağımsızlaştırılmış, türbülans modeli, yanma modeli ve reaksiyon mekanizması çalışmaları çözüm ağı II kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Yanma modeli çalışması Flamelet Generated Manifold (FGM), Standart Flamelet Model (SLF) ve Arrhenius yaklaşımı (FRC) yanma modelleri kullanarak yapılmıştır. Türbülans modeli ve yanma modeli çalışmaları için tüm reaksiyonlar, Burke hidrojen-hava reaksiyon mekanizması kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Buna ek olarak FGM yanma modeli ile üç farklı hidrojen hava reaksiyon mekanizmasının etkileri incelenmiştir. Realizable k-? türbülans modeli FGM yanma modeli ve Burke hidrojen hava mekanizması analiz sonuçları, deney sonuçları ile karşılaştırdığında maksimum sapma %5'tir. Ayrıca farklı ilerleme değişkenleri kullanılarak parametrik bir çalışma gerçekleştirilmiştir. İkinci kısımda, Virginia Üniversitesi çift modlu Scramjet yanma odası: configuration A analizleri mevcut CARS deney sonuçları üzerinden sıcaklık ve diğer türlerin dağılımı ile analiz sonuçlarını karşılaştırmak adına gerçekleştirilmiştir. Standart Flamelet (SLF) yanma modeli ve Large Eddy Simulation (LES) kullanılarak yapılan analizlerde Wall Adapting Local Eddy Viscosity (WALE) subgrid scale modeli kullanılmıştır. Analiz sonuçları Coherant anti-Stokes Raman scattering (CARS) ölçümleri, hidrojen oranı, oksijen oranı, azot oranı ve sıcaklık, ve duvar basınç ölçümleri ile kıyaslandığında SLF yanma modelinin ortalama alev sıcaklıkları ve karışım hızını deneyden %15 daha yüksek tahmin ettiği görülmektedir. Buna karşın sıcaklık dağılımları ölçüm sonuçları ile uyum göstermektedir.

Supersonic Ramjet (Scramjet) engines generate thrust without any turbomachinery parts. In Scramjet engines, combustion occurs in supersonic speeds. In this work, computational fluid dynamics (CFD) simulations are carried out on two different supersonic combustion ramjet (Scramjet) combustors. Present study is performed in two parts on two different combustors: first combustor is, wedge shaped, hydrogen fueled DLR Scramjet combustor. Second combustor is dual-mode, single ramp injected, hydrogen fueled Scramjet combustor, which is located at University of Virginia (UVa). In Part I, Reynolds-averaged Navier Stokes (RANS) simulation technique is used on DLR Scramjet combustor. In order to predict turbulent reacting flow field on DLR Scramjet combustor, different hydrogen-air reaction mechanisms, RANS-based turbulence models and combustion models are compared. Grid independence is proven with three different hex-dominant computational grids. All studies are conducted with medium computational grid. Combustion model study is conducted with flamelet generated manifold (FGM), standard flamelet model (SLF) and laminar chemistry (Arrhenius) combustion models. For both FGM and SLF flamelet tables are generated using Burke hydrogen-air reaction mechanism. Three different hydrogen-air reaction mechanisms are compared with FGM combustion model. Comparison with experimental data indicates, realizable k-? turbulence model predicts axial velocity better and FGM combustion model shows maximum %5 deviation with experimental data. Additionally, parametric progress variable study is performed. Different combination of species is defined as progress variable. It is seen that different progress variables are affect the temperature field. In Part II, in order to examine simulation results on species distribution, CFD simulations of UVa dual-mode Scramjet combustor: configuration A is carried out using SLF combustion model with LES. WALE subgrid scale model is used for LES. Simulation results are compared with experimental data that include distributions of H2, N2, O2 and temperature with Coherant anti-Stokes Raman scattering (CARS) and wall pressure distributions. SLF with LES over predicts average flame temperatures and mixing rate. Nonetheless, temperature distribution shows fair agreement with CARS data.