سوخت و احتراق

سوخت و احتراق

بررسی عددی اثر پارامترهای هندسی شعله‌نگه‌دار حفره‌ای بر عملکرد احتراقی موتورهای رم‌جت و اسکرَم‌جت

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان
میلاد مهرپویا 1
سجاد راستگو 2
جواد سپاهی یونسی 3
1 گروه منهدسی مکانیک، دانشکده مهندسی، دانشگاه فردوسی مشهد، مشهد
2 کروه مهندسی مکانیک، دانشکده مهندسی، دانشگاه فردوسی مشهد، مشهد
3 گروه مهندسی مکانیک، دانشکده مهندسی، دانشگاه فردوسی مشهد، مشهد
10.22034/jfnc.2026.566615.1453
چکیده
در موتورهای رم‌جت و اسکرَم‌جت، به دلیل سرعت بسیار بالای جریان ورودی به محفظه احتراق، پایداری شعله و اختلاط مؤثر سوخت و هوا با چالش جدی روبه‌رو است. یکی از روش‌های کارآمد برای افزایش زمان ماند سوخت و ایجاد ناحیه بازچرخشی مناسب جهت افزایش بازده احتراق، استفاده از شعله‌نگه‌دارهای حفره‌ای است. باوجود کاربرد گسترده این روش، تأثیر هندسه حفره بر عملکرد احتراق در هر دو موتور رم‌جت و اسکرَم‌جت، به‌ویژه در شرایط گرم، هنوز نیازمند بررسی جامع است. هدف این پژوهش، مطالعه عددی اثر پارامترهای هندسی حفره شامل ارتفاع، طول و زاویه سطح شیب‌دار انتهایی بر بازده احتراق در دو موتور رم‌جت و اسکرَم‌جت است. برای این منظور، شبیه‌سازی‌ها با استفاده از نرم‌افزار ANSYS Fluent و مدل آشفتگی SST k–ω به‌صورت تراکم‌پذیر، در حالت گرم و با سوخت هیدروژن انجام شده است. نتایج نشان می‌دهد افزایش ارتفاع حفره در هر دو موتور موجب بهبود بازده احتراق می‌شود. کاهش طول حفره نیز می‌تواند بازده احتراق را در هر دو موتور افزایش دهد. این یافته‌ها می‌توانند مبنایی برای بهینه‌سازی هندسه شعله‌نگه‌دار در موتورهای فراصوتی آینده باشند.

تازه های تحقیق

مع‌بندی و نتیجه‌گیری

در این پژوهش، اثر پارامترهای هندسی حفره شعله‌نگهدار شامل ارتفاع، طول و زاویه دیواره انتهایی آن بر بازده احتراق در محفظه احتراق موتورهای رم‌جت و اسکرَم‌جت به صورت عددی بررسی شد. شبیه‌سازی‌ها با استفاده از نرم‌افزار ANSYS Fluent، مدل آشفتگی SST k–ω و مدل احتراق Finite-Rate/Eddy-Dissipation در شرایط گرم و با سوخت هیدروژن انجام گرفت. نتایج نشان داد که افزایش ارتفاع حفره در هر دو موتور باعث تقویت ناحیه بازچرخش و افزایش زمان ماند سوخت شده و در نهایت منجر به بهبود بازده احتراق می‌شود. این اثر در موتور رم‌جت محسوس‌تر است، زیرا زمان ماند جریان فروصوتی بیش‌تر بوده و فرصت اختلاط و واکنش کامل‌تر فراهم می‌شود. همچنین کاهش طول حفره موجب تمرکز بهتر ناحیه احتراق و کاهش سرریز سوخت از حفره شده و بازده احتراق را در هر دو موتور افزایش داده است، هرچند حساسیت این پارامتر نسبت به ارتفاع کمتر بوده است. از سوی دیگر، تغییر زاویه دیواره انتهایی حفره باعث جابه‌جایی ساختار گردابه‌ها و محل تمرکز شعله شده و در برخی شرایط می‌تواند منجر به کاهش بازده احتراق به دلیل سرریز سوخت شود. بنابراین زاویه بهینه باید به گونه‌ای انتخاب شود که ضمن تقویت بازچرخش، از خروج زودهنگام سوخت جلوگیری کند. در مجموع، یافته‌های این پژوهش می‌تواند به عنوان مبنایی برای طراحی و بهینه‌سازی هندسه شعله‌نگهدارها در موتورهای پرسرعت آینده مورد استفاده قرار گیرد. در پایان، لازم به ذکر است که در این مطالعه محدودیت‌هایی چون دوبعدی بودن شبیه‌سازی‌ها و بررسی نشدن اثر آرایش‌های چندحفره‌ای وجود دارد. پیشنهاد می‌شود در مطالعات آینده اثر تعداد حفره‌ها، تزریق چندنقطه‌ای و استفاده از مدل‌های سینتیکی دقیق‌تر برای تحلیل کامل‌تر احتراق فراصوتی مورد توجه قرار گیرد.

کلیدواژه‌ها
موتور رم‌جت
موتور اسکرم‌جت
شعله‌نگه‌دار حفره‌ای
هندسه حفره
بازده احتراق
موضوعات

عنوان مقاله English

Numerical investigation of the effects of cavity flameholder geometric parameters on the combustion performance of ramjet and scramjet engines

نویسندگان English

Milad Mehrpooya 1
sajad rastgoo 2
Javad Sepahi-Younsi 3
1 Mechanical Engineering Department, Ferdowsi University of Mashhad, Mashhad, Iran
2 Mechanical Engineering Department, Ferdowsi University of Mashhad, Mashhad. Iran
3 Mechanical Engineering Department, Ferdowsi University of Mashhad, Mashhad, Iran
چکیده English

In ramjet and scramjet engines, due to the very high velocity of the incoming flow into the combustion chamber, efficiency and effective fuel–air mixing face significant challenges. One efficient method to increase fuel residence time and create a suitable recirculation zone for stable combustion is the use of cavity flameholders. Despite the widespread application of this method, the effect of cavity geometry on combustion performance in both ramjet and scramjet engines, especially under heated conditions, still requires comprehensive investigation. The aim of this study is to numerically investigate the effect of cavity geometric parameters—including height, length, and ramp angle—on combustion efficiency in both ramjet and scramjet engines. For this purpose, simulations were performed using ANSYS Fluent with the SST k–ω turbulence model in a compressible, hydrogen-fueled combustion configuration. The results indicate that increasing the cavity height in both engines improves combustion efficiency. Reducing the cavity length can also enhance combustion efficiency in both engines. These findings can serve as a basis for optimizing flameholder geometry in future supersonic engines.

کلیدواژه‌ها English

Ramjet engine
Scramjet engine
cavity flameholder
hydrogen combustion
combustion efficiency

امروزه موتورهای رم‌جت و اسکرَم‌جت به‌عنوان یکی از مهم‌ترین فناوری‌های پیشرانش برای پرواز در سرعت‌های بالا مطرح هستند و توسعه آن‌ها نقش کلیدی در پیشبرد صنایع هوایی و سامانه‌های فراصوتی دارد. این موتورها به دلیل فقدان کمپرسور و توربین، از سادگی ساختاری بالایی برخوردار هستند و فرآیند فشرده‌سازی جریان را از طریق امواج ضربه‌ای ایجاد می‌کنند. باوجود ساختار ساده، بزرگ‌ترین چالش آن‌ها ایجاد احتراق پایدار در بازه زمانی بسیار محدود است. در سرعت‌های فراصوتی، زمان ماند سوخت و هوا در محفظه احتراق بسیار کم است و این موضوع کارایی احتراق را شدیداً کاهش می‌دهد. بر همین اساس، پژوهشگران همواره به دنبال طراحی روش‌هایی برای ایجاد ناحیه‌ای کم‌سرعت‌تر در میان جریان بوده‌اند تا امکان پایدارسازی شعله فراهم شود.

یکی از روش‌های کارآمد در این زمینه، استفاده از شعله‌نگه‌دارهای حفره‌ای است که از اوایل دهه ۲۰۰۰ میلادی مورد توجه قرار گرفته‌اند. بن‌یگار و هانسون مروری جامع بر عملکرد این ساختارها ارائه دادند و نقش مهم آن‌ها را در ایجاد ناحیه بازچرخشی پایدار بررسی کردند ]1[. در این ساختار، ایجاد یک حفره در کف محفظه احتراق سبب تشکیل یک لایه برشی قوی بین جریان اصلی و گازهای محبوس در حفره می‌شود. این لایه برشی موجب ایجاد گردابه‌هایی می‌شود که گازهای داغ را به ناحیه تزریق سوخت بازمی‌گردانند و باعث پایدار ماندن شعله می‌شوند.

مطالعات متعددی جنبه‌های مختلف عملکرد حفره را بررسی کرده‌اند. کیم و همکاران نشان دادند که حفره‌ها می‌توانند ساختار موج ضربه‌ای و ناحیه اختلاط را در احتراق فراصوتی به طور قابل ‌ملاحظه‌ای بهبود دهند ]2[. گروبر و همکاران نیز بررسی‌هایی عددی و آزمایشگاهی مطابق شکل 1 درباره رفتار جریان در اطراف حفره انجام دادند و نتایج آنها نشان داد زاویه انتهایی حفره اهمیت بالایی دارد و کاهش این زاویه باعث افزایش پایداری می شود ]3[.

در ادامه، هوآنگ و همکاران به بررسی اثر پارامترهای مختلف هندسی مانند طول، ارتفاع و زاویه دیواره انتهایی حفره پرداختند و نشان دادند که هر یک از این پارامترها می‌توانند رفتار حفره را به‌طور چشم‌گیری تغییر دهند ]4[. همچنین کای و همکاران اثر هندسه حفره را بر اختلاط سوخت و هوا بررسی کردند و تأیید کردند که ترکیب مناسب ارتفاع و طول حفره می‌تواند به افزایش بازده اختلاط که مطابق شکل 2 آمده است، کمک کند ]5[. در این شکل بازده اختلاط سوخت نشان می‌دهد سوخت و اکسیدکننده تا چه حد یکنواخت و کامل قبل یا حین احتراق با یکدیگر مخلوط شده‌اند، به‌طوری‌که احتراق مؤثرتر انجام شود.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

مزایای حفره‌ها موجب شد که پژوهش‌های جدیدتری نیز به بررسی اثر شکل، ابعاد و الگوی پاشش سوخت بر عملکرد حفره بپردازند. مرادی و همکاران مطابق شکل 3 نشان دادند که تغییر شکل حفره به ذوزنقه می‌تواند ناحیه بازچرخشی بزرگ‌تری نسبت به دایره و مستطیل ایجاد کند که در پایداری جریان تأثیر زیادی دارد ]6[.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

چوبی و همکاران در مطالعه سال ۲۰۲۳ خود، یک روش جدید تزریق سوخت مبتنی بر استفاده از کف حفره ارائه کردند که نتایج بسیار مؤثری در بهبود احتراق داشت ]7[. در کنار این مطالعات، پژوهش‌های متعددی نیز روی احتراق هیدروژن و رفتار آن در جریان‌های فراصوتی انجام شده است. هوانگ و همکاران با استفاده از رهیافت آشفتگی LES، ساختار شعله و نحوه گسترش آن را در محفظه فراصوتی به‌طور دقیق تحلیل کردند ]8[. چوبی و همکاران در یک مطالعه مروری جامع، مزایا و چالش‌های استفاده از هیدروژن در اسکرَم‌جت‌ها را بررسی کردند و نتایج مهمی در زمینه کاربردهای آینده آن ارائه دادند ]7[. همچنین گرودرو‌دبری یک کتاب مرجع در زمینه‌ اختلاط سوخت و روش‌های تزریق در اسکرَم‌جت‌ها منتشر کرد که نقش اساسی در تحلیل‌های عددی اخیر دارد ]9[. این مطالعات اهمیت انتخاب سوخت مناسب، هندسه صحیح و روش تزریق بهینه را به‌خوبی مشخص می‌کند.

در مطالعات دیگر، اثر روش‌های مختلف تزریق سوخت بر ساختار جریان مورد توجه قرار گرفته است. لی و پاور پاشش دوگانه را برای بهبود اختلاط بررسی کردند ]10[. وانگ و همکاران نشان دادند که زاویه پاشش سوخت می‌تواند ساختار موج ضربه‌ای و نرخ احتراق را تغییر دهد ]11[. همچنین مطالعات مربوط به پایداری شعله در حضور شعله نگهدار از نوع V-gutter نیز به‌صورت گسترده انجام شده و اثر این شعله‌نگهدار بر محل شعله گزارش شده است ]12[. لیو و همکارارن ویژگی‌های جریان و احتراق در یک اسکرَم‌جت با حفره و تزریق چند نقطه‌ای با استفاده از مدل LES را بررسی کرده اند . نتایج نشان می‌دهد که ترکیب LES با مکانیزم واکنش‌پذیری دقیق هیدروژن، رفتار شعله و ساختارهای چند مقیاسی جریان را بهتر توصیف می‌کند]13[.

چن و همکاران به بررسی عملکرد حفره همراه با جت‌های بازچرخشی ثانویه در تقویت اختلاط سوخت و هوا در اتاق احتراق اسکرَم‌جت پرداختند. نتایج نشان می‌دهد که جت‌های بازچرخشی می‌توانند جدایش لایه مرزی و تشکیل زوج‌های گردابه‌ای را افزایش دهند و طول مخلوط‌سازی را به‌طور قابل‌توجهی کاهش دهند]14[. ژانگ و همکارانش نشان دادند که که استفاده از دو حفره مقابل هم منجر به ایجاد میدان جریان پیچیده می‌شود که به افزایش نفوذ سوخت و توسعه شعله کمک می‌کند]15[.

باوجود این پیشرفت‌ها، بررسی هم‌زمان اثر سه پارامتر مهم هندسی یعنی ارتفاع، طول و زاویه دیواره انتهایی بر محفظه احتراق رم‌جت و اسکرَم‌جت کم‌تر مورد توجه قرار گرفته است. اغلب پژوهش‌ها تنها بر یک یا دو پارامتر متمرکز بوده‌اند و یا تنها یک موتور را بررسی کرده‌اند. همچنین بسیاری از مطالعات فقط در حالت سرد یا فقط در حالت گرم انجام شده‌اند. این محدودیت‌ها باعث شده امکان تحلیل یک‌پارچه برای بهینه‌سازی هندسه حفره وجود نداشته باشد.

در پژوهش حاضر این خلأ برطرف شده است. در این تحقیق، رفتار هندسه حفره در هر دو موتور رم‌جت و اسکرَم‌جت و با درنظرگرفتن سه پارامتر اساسی هندسی به‌طور جامع بررسی شده است. تمام شبیه‌سازی‌ها با بهره‌گیری از مدل آشفتگی SST k–ω و مدل احتراق Finite-Rate/Eddy-Dissipation انجام شده است.  مدل SST k–ω به دلیل توانایی مناسب در پیش‌بینی جدایش جریان، رفتار لایه برشی و دقت بالا در نواحی نزدیک دیواره، یکی از پرکاربردترین مدل‌ها برای جریان‌های فراصوتی همراه با شعله‌نگه‌دار حفره‌ای است. نوآوری اصلی این کار در  بررسی جامع و هم‌زمان سه پارامتر کلیدی و مقایسه آن‌ها در دو موتور مختلف است. چنین رویکردی تاکنون در مطالعات پیشین کم‌تر دیده شده و نتایج آن می‌تواند راهنمای ارزشمندی برای طراحی نسل‌های جدید موتورهای سرعت بالا باشد.

روش حل و صحت‌سنجی

در این بخش، مراحل مدل‌سازی هندسی، شبکه‌بندی، مدل‌های فیزیکی، شرایط مرزی، روش حل عددی و در نهایت اعتبارسنجی نتایج با استفاده از داده‌های تجربی و عددی معتبر ارائه می‌شود. هدف از این بخش ایجاد یک توصیف جامع از روند حل است تا پژوهش قابل بازتولید باشد و دقت نتایج تضمین شود. ابتدا هندسه محفظه احتراق با درنظرگرفتن ساختار عمومی موتورهای رم‌جت و اسکرَم‌جت و طبق مدل هندسی گروبر و همکاران]3[ مطابق شکل 4 طراحی شد.

 

A. Ben-Yakar and R. K. Hanson, "Cavity flame-holders for ignition and flame stabilization in scramjets: an overview," J. Propuls. Power, vol. 17, pp. 869–877, 2001.
[2] K. M. Kim, S. W. Baek, and C. Y. Han, "Numerical study on supersonic combustion with cavity-based fuel injection," Int. J. Heat Mass Transf., vol. 47, pp. 271–286, 2004.
[3] M. R. Gruber, R. A. Baurle, T. Mathur, and K.-Y. Hsu, "Fundamental studies of cavity-based flameholder concepts for supersonic combustors," J. Propuls. Power, vol. 17, pp. 146–153, 2001.
[4] W. Huang, M. Pourkashanian, L. Ma, D. B. Ingham, S. Luo, and Z. Wang, "Effect of geometric parameters on the drag of the cavity flameholder based on the variance analysis method," Aerosp. Sci. Technol., vol. 21, pp. 24–30, 2012.
[5] Z. Cai, M. Sun, Z. Wang, and X.-S. Bai, "Effect of cavity geometry on fuel transport and mixing processes in a scramjet combustor," Aerosp. Sci. Technol., vol. 80, pp. 309–314, 2018.
[6] R. Moradi, A. Mahyari, M. B. Gerdroodbary, A. Abdollahi, and Y. Amini, "Shape effect of cavity flameholder on mixing zone of hydrogen jet at supersonic flow," Int. J. Hydrogen Energy, vol. 43, pp. 16364–16372, 2018.
[7] G. Choubey, M. Solanki, T. Bhatt, G. Kshitij, D. Yuvarajan, and W. Huang, "Numerical investigation on a typical scramjet combustor using cavity floor H2 fuel injection strategy," Acta Astronaut., vol. 202, pp. 373–385, 2023.
[8] Y. Wang, "Large-eddy simulation of flow separation in Savonius turbines," Renew. Energy, 2024. (in press, as per original citation)
[9] M. B. Gerdroodbary, Scramjets: fuel mixing and injection systems. Butterworth-Heinemann, 2020. (in Persian)
[10] S.-H. Lee, "Characteristics of dual transverse injection in scramjet combustor, part 1: Mixing," J. Propuls. Power, vol. 22, pp. 1012–1019, 2006.
[11] H. Wang, Z. Wang, M. Sun, and N. Qin, "Simulations of combustion with normal and angled hydrogen injection in a cavity-based supersonic combustor," Proc. Inst. Mech. Eng. Part G J. Aerosp. Eng., vol. 228, pp. 530–541, 2014.
[12] F. Gong, Y. Huang, and X. Huang, "Size effect on the flame base locations after V-gutters for premixed flames," Int. J. Heat Mass Transf., vol. 82, pp. 406–418, 2015.
[13] W. Xi, P. Liu, Q. Shao, W. Guo, and J. Liu, "Parametric study of flow and combustion characteristic in a cavitied scramjet with multi-position injection," Fire, vol. 7, p. 176, 2024.
[14] J. Dai, L. Chen, and F. Kong, "Research on the mixing characteristics of a cavity based supersonic combustion chamber coupled with secondary recirculation jets," Int. J. Hydrogen Energy, vol. 92, pp. 516–526, 2024. doi: 10.1016/j.ijhydene.2024.10.303.
[15] J. C. Small, L. Zhang, B. G. Crawford, and V. Viti, "Flow and Flame Stabilization in Scramjet Engine Combustor with Two Opposing Cavity Flameholders," Aerospace, vol. 12, p. 723, 2025.