سوخت و احتراق

سوخت و احتراق

شبیه سازی عددی اثرات شکل ورودی هوا در عملکرد محفظه احتراق یک پرتابه مافوق صوت

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان
مصطفی محمودی 1
محسن شجاعی 2
افشین ولی محمد 2
1 گروه جلوبرنده- دانشگاه مالک اشتر
2 دانشگاه مالک اشتر
10.22034/jfnc.2026.549461.1444
چکیده
در این پژوهش برای محفظه احتراق یک پرتابه مافوق صوت یک ورودی هوا در شرایط پروازی عدد ماخ 4/3 و ارتفاع پروازی 15 کیلومتر طراحی شده است. در ابتدا یک روش طراحی برای ورودی هوای مافوق صوت به صورت سه بعدی ارائه شده است. در ادامه ورودی هوای طراحی شده به محفظه احتراق متصل شده و عملکرد آن بررسی شده است. به منظور اطمینان از صحت تحلیل‌های انجام شده، روند تحلیل با نتایج یک محفظه احتراق موجود، اعتبارسنجی شد. در ادامه هندسه یکپارچه شده شبکه‌بندی و تحلیل شد. بر اساس نتایج عملکرد ورودی هوا به مقادیر اشاره شده در نتایج محاسبه شده، نزدیک است. بیشترین مقدار خطا به میزان 25/6 درصد، مربوط به عدد ماخ مقطع اول ورودی هوا است. مقدار ضریب بازیابی فشار بدست آمده نیز در مقایسه با مقادیر محاسبه شده، 43/2 خطا دارد. عملکرد محفظه احتراق در مواجهه با هوای دریافتی از ورودی هوا مورد بررسی قرار گرفت که مقدار دمای احتراق 1298 کلوین و بازده احتراق نیز 5/83 درصد محاسبه شد. در ادامه فاصله محل پاشش سوخت و ورودی هوا کاهش یافت تا تأثیر آن بر احتراق بررسی شود که مشخص شد در نسبت فاصله 1 برابر قطر، راندمان احتراق 9/3 درصد افزایش داشته است.
در این پژوهش برای محفظه احتراق یک پرتابه مافوق صوت یک ورودی هوا در شرایط پروازی عدد ماخ 4/3 و ارتفاع پروازی 15 کیلومتر طراحی شده است. در ابتدا یک روش طراحی برای ورودی هوای مافوق صوت به صورت سه بعدی ارائه شده است. در ادامه ورودی هوای طراحی شده به محفظه احتراق متصل شده و عملکرد آن بررسی شده است. به منظور اطمینان از صحت تحلیل‌های انجام شده، روند تحلیل با نتایج یک محفظه احتراق موجود، اعتبارسنجی شد. در ادامه هندسه یکپارچه شده شبکه‌بندی و تحلیل شد. بر اساس نتایج عملکرد ورودی هوا به مقادیر اشاره شده در نتایج محاسبه شده، نزدیک است. بیشترین مقدار خطا به میزان 25/6 درصد، مربوط به عدد ماخ مقطع اول ورودی هوا است. مقدار ضریب بازیابی فشار بدست آمده نیز در مقایسه با مقادیر محاسبه شده، 43/2 خطا دارد. عملکرد محفظه احتراق در مواجهه با هوای دریافتی از ورودی هوا مورد بررسی قرار گرفت که مقدار دمای احتراق 1298 کلوین و بازده احتراق نیز 5/83 درصد محاسبه شد. در ادامه فاصله محل پاشش سوخت و ورودی هوا کاهش یافت تا تأثیر آن بر احتراق بررسی شود که مشخص شد در نسبت فاصله 1 برابر قطر، راندمان احتراق 9/3 درصد افزایش داشته است.

تازه های تحقیق

در این پژوهش یک ورودی هوای مافوق‌صوت برای یک محفظه احتراق مشخص طراحی شد. محفظه احتراق مربوط به موشک داکت رم جت است. برای ورودی هوا الزاماتی از شرایط پروازی، قبیل دبی ورودی هوا و عدد ماخ ورودی به محفظه احتراق تعیین شد که به کمک آن یک ورودی هوا به طور کامل طراحی شد. در گام بعد نیاز بود تا ورودی هوای طراحی شده به‌صورت عددی و سه‌بعدی شبیه‌سازی شود. از آنجا که در این تحلیل احتراق نیز دخیل بود، یک مرجع مربوط به تحلیل محفظه احتراق موشک داکت - رم اعتبارسنجی شد که نتایج نشان دهنده دقت مناسب در تحلیل بود. سپس ورودی هوا و هندسه محفظه احتراق به صورت یکپارچه در نرم‌افزار فلوئنت شبیه‌سازی شد. به طور کل نتایج بدست آمده را می‌توان به صورت زیر ارائه داد:

1. برای اعتبارسنجی تحلیل محفظه احتراق از مرجع [25] استفاده شد. نتایج شبیه‌سازی نشان می‌دهد که مقدار دمای احتراق و بازده احتراق نسبت به مقدار ارائه شده در مرجع [25] به ترتیب دارای 3/4 و 6/8 درصد است.

2. در تحلیل یکپارچه شده مقدار بازده ورودی هوا نسبت به مقدار تئوری محاسبه شده دارای اختلاف 3.8 درصدی بود. این مقدار اختلاف به واسطه سه بعدی بودن هندسه، مدلسازی دقیق لزجت جریان و افت‌های موجود در مسیر جریان است.

3. مقدار بیشینه اختلاف عدد ماخ در ورودی هوا مربوط به مقطع اول بود که مقدار آن از 25/6 درصد نسبت به مقدار تئوری فراتر نرفته است. با توجه به اختلاف کم دبی وارد شده به محفظه احتراق در شبیه‌سازی و مقدار دبی لازم برای احتراق، می‌توان گفت که طراحی ورودی هوا به درستی انجام شده است.

4. برای ارزیابی عملکرد محفظه احتراق که به روش میانگین گیری جرمی انجام شد، مقدار دمای احتراق 2117 کوین بدست آمد. با استفاده از دمای بدست آمده و مقدار دمای تئوری احتراق (محاسبه شده در نرم‌افزار CEA) بازده محفظه احتراق برابر با 5/83 درصد محاسبه شد.

5. با توجه به بازده محاسبه شده در یک شبیه‌سازی جریان نیمه‌آزاد، میتوان این جمع بندی را انجام داد که در آن شرایط پروازی برای یک موشک داکت-رم جت یک ورودی هوای مناسب برای محفظه احتراق طراحی شده است. این ورودی هوا قادر است تا هوا را در شرایط پروازی طرح، جریان اکسید کننده را به درستی وارد محفظه احتراق کند تا در محفظه احتراق عمل احتراق به خوبی صورت گیرد.

6. با کاهش فاصله محل پاشش سوخت و ورودی هوا از 75/1 برابر قطر به 1 برابر قطر، اختلاط سوخت و اکسیدکننده در ناحیه ابتدایی محفظه احتراق بهبود یافته و زمان مؤثر در دسترس برای انجام واکنش‌های شیمیایی افزایش می‌یابد. این امر منجر به شروع زودتر احتراق و کاهش اتلاف سوخت نسوخته در پایین‌دست شده و در نهایت موجب افزایش بازده احتراق می‌شود.

در گام‌های بعدی می‌توان این تحلیل را فراتر برد. در ادامه لیستی از فعالیت‌های آتی ارائه شده است:

1. تحلیل عملکرد ورودی هوا و محفظه احتراق در شرایط خارج از طرح.

2. تحلیل پارامتریک و آنالیز حساسیت برای پارامترهای هندسی ورودی هوا و محفظه احتراق

3. بهینه‌سازی نتایج بدست آمده از عملکرد ورودی هوا و محفظه احتراق

4. قراردادن ورودی و محفظه احتراق در یک هندسه کامل بالستیک موشک و تحلیل کل سیستم به‌عنوان بالستیک داخلی و خارجی.

کلیدواژه‌ها
پرتابه مافوق صوت
محفظه احتراق
ورودی هوای مافوق صوت
شبیه سازی عددی
موضوعات

عنوان مقاله English

Numerical Simulation of the Effects of Inlet Shape on the Combustion Chamber Performance of a Hypersonic Projectile

نویسندگان English

mostafa mahmoodi 1
mohsen shojaei 2
afshin valimohammad 2
1 Propulsion group , Malek Ashtar University
2 Malek Ashtar University
چکیده English

In this study, an air intake was designed for the combustion chamber of a supersonic projectile operating at flight conditions of Mach 3.4 and an altitude of 15 km. Initially, a three-dimensional design methodology for the supersonic air intake is presented. Subsequently, the designed intake was integrated with the combustion chamber, and its performance was evaluated. To ensure the accuracy of the analyses, the simulation process was validated against the results of an existing combustion chamber. The results indicate that the air intake’s performance closely aligns with the calculated theoretical values. The maximum error observed was 6.25%, corresponding to the Mach number at the first section of the intake. The obtained total pressure recovery factor also showed a 2.43% difference compared to the calculated values. The performance of the combustion chamber, using the airflow supplied by the intake, was examined, yielding a combustion temperature of 1298 K and a combustion efficiency of 83.5%. Furthermore, the distance between the air inlet and the fuel injection point was reduced to investigate its effect on combustion. It was determined that at a distance-to-diameter ratio of 1, the combustion efficiency increased by 3.9%.

کلیدواژه‌ها English

Hypersonic Projectile
Combustion Chamber
Supersonic Air Inlet
Numerical Simulation

در این پژوهش یک ورودی هوای مافوق‌صوت برای یک محفظه احتراق مشخص طراحی شد. محفظه احتراق مربوط به موشک داکت رم جت است. برای ورودی هوا الزاماتی از شرایط پروازی، قبیل دبی ورودی هوا و عدد ماخ ورودی به محفظه احتراق تعیین شد که به کمک آن یک ورودی هوا به طور کامل طراحی شد. در گام بعد نیاز بود تا ورودی هوای طراحی شده به‌صورت عددی و سه‌بعدی شبیه‌سازی شود. از آنجا که در این تحلیل احتراق نیز دخیل بود، یک مرجع مربوط به تحلیل محفظه احتراق موشک داکت - رم اعتبارسنجی شد که نتایج نشان دهنده دقت مناسب در تحلیل بود. سپس ورودی هوا و هندسه محفظه احتراق به صورت یکپارچه در نرم‌افزار فلوئنت شبیه‌سازی شد. به طور کل نتایج بدست آمده را می‌توان به صورت زیر ارائه داد:

1. برای اعتبارسنجی تحلیل محفظه احتراق از مرجع [25] استفاده شد. نتایج شبیه‌سازی نشان می‌دهد که مقدار دمای احتراق و بازده احتراق نسبت به مقدار ارائه شده در مرجع [25] به ترتیب دارای 3/4 و 6/8 درصد است.

2. در تحلیل یکپارچه شده مقدار بازده ورودی هوا نسبت به مقدار تئوری محاسبه شده دارای اختلاف 3.8 درصدی بود. این مقدار اختلاف به واسطه سه بعدی بودن هندسه، مدلسازی دقیق لزجت جریان و افت‌های موجود در مسیر جریان است.

3. مقدار بیشینه اختلاف عدد ماخ در ورودی هوا مربوط به مقطع اول بود که مقدار آن از 25/6 درصد نسبت به مقدار تئوری فراتر نرفته است. با توجه به اختلاف کم دبی وارد شده به محفظه احتراق در شبیه‌سازی و مقدار دبی لازم برای احتراق، می‌توان گفت که طراحی ورودی هوا به درستی انجام شده است.

4. برای ارزیابی عملکرد محفظه احتراق که به روش میانگین گیری جرمی انجام شد، مقدار دمای احتراق 2117 کوین بدست آمد. با استفاده از دمای بدست آمده و مقدار دمای تئوری احتراق (محاسبه شده در نرم‌افزار CEA) بازده محفظه احتراق برابر با 5/83 درصد محاسبه شد.

5. با توجه به بازده محاسبه شده در یک شبیه‌سازی جریان نیمه‌آزاد، میتوان این جمع بندی را انجام داد که در آن شرایط پروازی برای یک موشک داکت-رم جت یک ورودی هوای مناسب برای محفظه احتراق طراحی شده است. این ورودی هوا قادر است تا هوا را در شرایط پروازی طرح، جریان اکسید کننده را به درستی وارد محفظه احتراق کند تا در محفظه احتراق عمل احتراق به خوبی صورت گیرد.

6. با کاهش فاصله محل پاشش سوخت و ورودی هوا از 75/1 برابر قطر به 1 برابر قطر، اختلاط سوخت و اکسیدکننده در ناحیه ابتدایی محفظه احتراق بهبود یافته و زمان مؤثر در دسترس برای انجام واکنش‌های شیمیایی افزایش می‌یابد. این امر منجر به شروع زودتر احتراق و کاهش اتلاف سوخت نسوخته در پایین‌دست شده و در نهایت موجب افزایش بازده احتراق می‌شود.

در گام‌های بعدی می‌توان این تحلیل را فراتر برد. در ادامه لیستی از فعالیت‌های آتی ارائه شده است:

1. تحلیل عملکرد ورودی هوا و محفظه احتراق در شرایط خارج از طرح.

2. تحلیل پارامتریک و آنالیز حساسیت برای پارامترهای هندسی ورودی هوا و محفظه احتراق

3. بهینه‌سازی نتایج بدست آمده از عملکرد ورودی هوا و محفظه احتراق

4. قراردادن ورودی و محفظه احتراق در یک هندسه کامل بالستیک موشک و تحلیل کل سیستم به‌عنوان بالستیک داخلی و خارجی.

[1]
R. S. Fry, "A century of ramjet propulsion technology evolution," Journal of propulsion and power, vol. 20, no. 1, pp. 27-58, 2004.
[2]
X. Tang, X. Tian, L. Zhu, S. Wu, M. Huang, and W. Li, "Investigation on Flow Features and Combustion Characteristics in a Boron-Based Solid-Ducted Rocket Engine," Energies, vol. 18, no. 3, p. 524, 2025.
[3]
M. H. Moghimi EsfandAbadi, A. Mohammadi, and M. H. Djavareshkian, "Design and analysis of supersonic inlet for ramjet engines: aerodynamic considerations and performance optimization," Journal of Aerospace Science and Technology, vol. 17, no. 1, pp. 47-59, 2024.
[4]
D. Chakraborty, "CFD Methods in High-Speed Airbreathing Missile Propulsion Design," in Innovations in Sustainable Energy and Cleaner Environment: Springer, pp. 263-291, 2019.
[5]
M. Spitale, "Ducted rocket trajectory optimization: modeling and propellant investigation," Ph.D. dissertation, milan polytechnic university, Milan, Italy, 2016.
[6]
J. Choi, J. Shin, and H. Do, "Curved-Body-Integrated Diverterless Supersonic Intake Design," in AIAA SCITECH 2024 Forum, p. 2383, 2024.
[7]
S. Karania, M. Mohan, and S. Prakash, "Diverterless Supersonic Intake for a Generic Stealth Fighter Aircraft," in Design and Development of Aerospace Vehicles and Propulsion Systems: Proceedings of SAROD, pp. 501-510, 2021.
[8]
A. Ajay and A. Kundu, "Numerical investigation on the effect of cowl angle in the supersonic intake performance," The Aeronautical Journal, vol. 129, no. 1336, pp. 1702-1721, 2025.
[9]
M. Mohammadi and M. Asghari, "Design and Analysis of Axisymmetric Supersonic Inlet at Mach 3", Modares Mechanical Engineering, 2019.
[10]
E. Bandar Saheby, G. Olyaei, and A. Kebriaee, "Design and numerical analysis of Mach 3.0 inlet,", Modares Mechanical Engineering, vol. 17, no. 4, pp. 199-208, 2017.
[11]
B. R. Giorgi, "Experimental and computational analysis of a miniature ramjet at Mach 4.0," Ph.D. dissertation, Naval Postgraduate School, Monterey, California, 2013.
[12]
A. Govindraju "Flow Analysis of Ramjet Engine for Optimized Nose Cone Design," 2nd Indian International Conference on Industrial Engineering and Operations Management, 2022.
[13]
M. N. Karanikolov, N. S. Veselinov, and D. M. Mladenov, "Supersonic Ramjet Engine Inlet for Jovian Flight," arXiv preprint arXiv:2103.11718, 2021.
[14]
V. Merchant and J. Radhakrishnan, "Design and Optimization of Supersonic Intake," in IOP Conference Series: Materials Science and Engineering, vol. 225, no. 1: IOP Publishing, p. 012298, 2017.
[15]
O. Musa, X. Chen, Y. Li, W. Li, and W. Liao, "Unsteady simulation of ignition of turbulent reactive swirling flow of novel design of solid-fuel ramjet motor," Energies, vol. 12, no. 13, p. 2513, 2019.
[16]
A. sriganapathy, C. subhashini, and M. bhavanitha, "Design and analysis of combustion chamber in ramjet engine," International research journal of engineering and technology, vol. 7, no. 4, 2021.
[17]
N. Wadwankar, G. Kandasamy, N. Ananthkrishnan, V. Renganathan, I.-S. Park, and K.-Y. Hwang, "Dual combustor ramjet engine dynamics modeling and simulation for design analysis," Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G: Journal of Aerospace Engineering, vol. 233, no. 4, pp. 1307-1322, 2019.
[18]
J. Pirkandi and M. Mahmodi, "The numerical simulation and analysis of a prototype scramjet (DLR) in reacting and non-reacting condition," Journal of Fuel and combustion, vol. 13, no. 3, pp. 45-62, 2020.
[19]
N. T. McGillivray, "Coupling Computational Fluid Dynamics Analysis and Optimization Techniques for Scramjet Engine Design," Wright State University, 2018.
[20]
K. M. Kim, S. W. Baek, and C. Y. Han, "Numerical study on supersonic combustion with cavity-based fuel injection," International Journal of Heat and Mass Transfer, vol. 47, no. 2, pp. 271-286, 2004.
[21]
R. Solomatin, I. Semenov, and I. Menshov, "Mixing and combustion in supersonic near-wall shear flows," in World Congress in Computational Mechanics and ECCOMAS Congress, 2021.
[22]
P. P. Nair, A. S, A. Suryan, and S. Nizetic, "Investigation of flow characteristics in supersonic combustion ramjet combustor toward improvement of combustion efficiency," International Journal of Energy Research, vol. 45, no. 1, pp. 231-253, 2021.
[23]
C. Trefny and V. Dippold, "Supersonic free-jet combustion in a ramjet burner," in 46th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, p. 6643, 2010.
[24]
J. Pirkandi and M. Mahmodi, "Three-dimensional modeling of the combustion process of a scramjet by considering multi-stage reaction," Journal of fuel and combustion, vol. 13, no. 4, pp. 1-25, 2020.
[25]
P. Hewitt, "Numerical modeling of a ducted rocket combustor with experimental validation," Ph.D. dissertation, Polytechnic Institute and State University, Virginia, USA, 2008.
[26]
H. Saadati, J. Pirkandi, J. Mohammadi and H. Parhizkar," Numerical modeling and parametric analysis of the geometrical factors of combustion chamber in a solid fuel ramjet engine," Journal of Fuel and combustion, vol. 17, no. 1, pp. 19-50, 2024.
[27]
R. A. Stowe, C. Dubois, P. G. Harris, A. E. Mayer, A. DeChamplain, and S. Ringuette, "Performance prediction of a ducted rocket combustor using a simulated solid fuel," Journal of Propulsion and Power, vol. 20, no. 5, pp. 936-944, 2004.
[28]
W. Xi, J. Liu, and R. Mengfei, "Improvement of mixing efficiency in the combustion chamber of a powder-fuel ramjet engine," Frontiers in Energy Research, vol. 9, p. 756905, 2021.
[29]
J. Seddon and E. Goldsmith, "Practical intake aerodynamics," ed: Blackwell, 1999.
[30]
E. L. Fleeman, "Technologies for future precision strike missile systems-missile design technology," 2000.
[31]
M. Alemdaroğlu, "Conceptual Internal Design and Computational Fluid Dynamics Analysis of a Supersonic Inlet," Ph.D. dissertation, Middle East Technical University, Turkey, 2005.
[32]
J. Mahoney, Inlets for supersonic missiles. American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., 1991.
[33]
C. Chairman and Leynaert, "Air Intakes for High-Speed Vehicles," AGARD-AR-270, 1991.
[34]
J. Bendot, A. Heins Jr, and T. Piercy, "RAMJET AIR INDUCTION SYSTEM DESIGN FOR TACTICAL MISS'LE APPLICATION,” ECTURESERIE AGRDIS 136, 1984.
[35]
A. Fluent, "Ansys fluent theory guide," Ansys Inc., USA, vol. 15317, pp. 724-746, 2011.