Анализ структуры течения в сверхзвуковом канале с каверной

Обложка

Цитировать

Полный текст

Открытый доступ Открытый доступ
Доступ закрыт Доступ предоставлен
Доступ закрыт Только для подписчиков

Аннотация

Представлены результаты численного исследования сверхзвукового канала с каверной. Рассчитанные спектры колебаний анализируются с использованием быстрого преобразования Фурье. В полученном периодическом автоколебательном режиме можно выделить два типа колебательных мод. Первый тип мод соответствует акустическим колебаниям, вызванных прохождением звуковых волн вдоль каверны и рассчитанных с помощью модифицированной формулы Росситера. Второй тип мод соответствует частотам расходных колебаний, которые вызваны массообменном между каверной и внешним потоком. Показано изменение структуры течения при подаче топлива перед каверной. Активное горение происходит в слое смешения топлива и кислорода из воздуха. Картина течения демонстрирует возникновение неустойчивости Кельвина–Гельмгольца на границе раздела основного потока и прореагировавшего газа. Показано, что увеличение давления подаваемого топлива приводит к уменьшению частоты колебаний и увеличению характерного размера колебаний.

Полный текст

Доступ закрыт

Об авторах

Р. К. Селезнев

Всероссийский научно-исследовательский институт автоматики им. Н.Л. Духова; Институт проблем механики им. А.Ю. Ишлинского РАН

Автор, ответственный за переписку.
Email: rkseleznev@gmail.com
Россия, Москва; Москва

Список литературы

  1. Seleznev R.K., Surzhikov S.T., Shang J.S. A review of the scramjet experimental data base // Prog. Aerosp. Sci. Elsevier Ltd, 2019. V. 106. № February. P. 43–70.
  2. Seleznev R.K. History of scramjet propulsion development // J. Phys. Conf. Ser. 2018. V. 1009. № 1. P. 012028.
  3. Гарбарук А.В., Стрелец М.Х., Шур М.Л., Дядькин А.А., Михайлов М.В., Рыбак С.П., Даньков Б.Н., Косенко А.П. Двухэтапная RANS-DDES-модель и результаты расчета нестационарных воздействий на возвращаемый аппарат и двигательный отсек космического корабля при их аварийном разделении // Математическое моделирование. 2021. Т.33. № 7. С. 121–138.
  4. Rossiter J.E. Wind tunnel experiments on the flow over rectangular cavities at subsonic and transonic speeds // Aeronautical Research Council Reports & Memoranda. October 1964. № 3438.
  5. Beranek B. Aerodynamically induced pressure osillations in cavities – physical mechanisms and suppression concepts // Airf. flight Dyn. Lab. 1975.
  6. Даньков Б.Н., Дубень А.П., Козубская Т.К. Анализ автоколебательных процессов в каверне с открытым типом течения на основе данных вихреразрешающих расчетов // Изв. РАН. МЖГ. 2023. № 4. С. 156–166.
  7. Заугольников Н.Л., Коваль М.А., Швец А.И. Пульсации потока газа в кавернах при сверхзвуковом обтекании // Изв. АН СССР. МЖГ. 1990. № 2. С. 121–127.
  8. Hankey W.L., Shang J.S. Analyses of Pressure Oscillations in an Open Cavity // AIAA J. 1980. Vol. 18, № 8. P. 892–898.
  9. Vakili A.D., Gauthier C. Control of cavity flow by upstream mass injection // AIAA 22nd Fluid Dyn. Plasma Dyn. Lasers Conf. 1991. 1991. V. 31. № 1.
  10. Vakili A.D. et al. Active control of cavity aeroacoustics in high speed flows // 33rd Aerosp. Sci. Meet. Exhib. 1995.
  11. Pandian S., Desikan S.L.N., Niranjan S. Experimental investigation of starting characteristics and wave propagation from a shallow open cavity and its acoustic emission at supersonic speed // Phys. Fluids. 2018. V. 30. № 1.
  12. Wang H., Wang Z., Sun M. Experimental study of oscillations in a scramjet combustor with cavity flameholders // Exp. Therm. Fluid Sci. Elsevier Inc. 2013. V. 45. P. 259–263.
  13. Даньков Б.Н., Дубень А.П., Козубская Т.К. Численное моделирование возникновения автоколебательного процесса возле трехмерного обратного уступа при трансзвуковом режиме обтекания // Изв. РАН. МЖГ. 2016. № 4. P. 108–119.
  14. Choi J.Y., Ma F., Yang V. Combustion oscillations in a scramjet engine combustor with transverse fuel injection // Proc. Combust. Inst. 2005. V. 30 II. P. 2851–2858.
  15. Choi J.Y., Yang V. Dynamics of reactive fuel-jet in scramjet combustor with a flame-holding cavity // 39th AIAA/ASME/SAE/ASEE Jt. Propuls. Conf. Exhib. 2003. № July. P. 1–7.
  16. Choi J.Y. et al. Detached Eddy simulation of combustion dynamics in scramjet combustors // Collect. Tech. Pap. – 43rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Jt. Propuls. Conf. 2007. V. 1. № July. P. 231–237.
  17. Калашник М.В., Чхетиани О.Г. Генерация волн на поверхности раздела вихревыми возмущениями в сдвиговом потоке // Изв. РАН. МЖГ. 2014. № 3. С. 98–109.
  18. Липатов И.И., Тугазаков Р.Я. Образование когерентных структур при сверхзвуковом обтекании пластины конечного размаха // Изв. РАН. МЖГ. 2015. № 6. С. 93–99.
  19. Липатов И.И., Тугазаков Р.Я. Механизм образования поперечных структур при обтекании тела сверхзвуковым потоком газа // Изв. РАН. МЖГ. 2014. № 5. С. 134–141.
  20. Surzhikov S.T. On two-dimensional numerical modeling of the Burrows — Kurkov experimental data on hydrogen combustion in a supersonic air flow usingNS/RANS equations // Phys. Kinet. Gas Dyn. 2021. V. 22. № 4. P. 88–124.
  21. Суржиков С.Т. Термогазодинамика модельной камеры сгорания этилена в сверхзвуковом потоке // Изв. РАН. МЖГ. 2022. № 3. С. 115–134.
  22. Surzhikov S.T. Results of the Use of Algebraic Models of Turbulence in the Framework of the RANS Model of Heating the Surface of a Sharp Plate in a Supersonic Flow Результаты использования алгебраических моделей турбулентности в рамках RANS модели нагрева поверхности ос. 2023. V. 24. № 3. P. 1–49.
  23. Seleznev R.K. Numerical study of the flow structure in the supersonic inlet-isolator // J. Phys. Conf. Ser. 2018. V. 1009. P. 012034.
  24. Селезнев Р.К. Численное исследование ПВРД и ГПВРД режимов работы камеры сгорания HIFiRE-2 // Изв. РАН. МЖГ. 2022. № 6. С. 64–73.
  25. Seleznev R.K. Validation of 3D model by the example of a supersonic inlet-isolator // J. Phys. Conf. Ser. 2018. V. 1009. P. 012031.
  26. Seleznev R.K. Validation of two-dimensional model by the example of a supersonic inlet-isolator // J. Phys. Conf. Ser. 2018. V. 1009. P. 012030.
  27. Surzhikov S. et al. Unsteady Thermo-Gasdynamic Processes in Scramjet Combustion Chamber with Periodical Input of Cold Air // 50th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Reston, Virginia: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2014. P. 25.
  28. Селезнев Р.К. Исследование структуры течения в модельном воздухозаборнике ГПВРД с поперечной подачей водородного топлива в сверхзвуковой поток // Изв. РАН. МЖГ. 2021. № 3. С. 30–38.
  29. Суржиков С.Т. Аэрофизика обтекания затупленного клина конечных размеров // Изв. РАН. МЖГ. 2021. № 5. P. 89–102.
  30. Суржиков С.Т. Теплообмен и ионизация при неравновесном обтекании затупленной пластины гиперзвуковым потоком // Изв. РАН. МЖГ. 2021. № 6. P. 109–124.
  31. Edwards J. et al. Low-diffusion flux-splitting methods for flows at all speeds // 13th Computational Fluid Dynamics Conference. Reston, Virigina: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 1997. V. 36. № 9.
  32. Суржиков С.Т. Метод расчета сверхзвукового обтекания сферы на основе AUSM конечно-разностных схем // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. 2005. V. 3. № 60. P. 7–34.
  33. Coakley T. Turbulence modeling methods for the compressible Navier-Stokes equations // 16th Fluid and Plasmadynamics Conference. Reston, Virigina: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 1983.
  34. Evans J.S., Schexnayder C.J. Influence of Chemical Kinetics and Unmixedness on Burning in Supersonic Hydrogen Flames // AIAA J. 1980. V. 18. № 2. P. 188–193.
  35. Seleznev R., Surzhikov S. Generalized Newton Method For Solving Differential Equations of Chemical Kinetics // 44th AIAA Thermophysics Conference. Reston, Virginia: American Institute of Aeronautics and Astronautics. 2013. P. 1–17.

Дополнительные файлы

Доп. файлы
Действие
1. JATS XML
Скачать
2. Рис. 1. Схема камеры сгорания. Стрелками показаны направления основного воздушного потока, места подач топлива и двух зон измерения давления.

Скачать (104KB)
Метаданные
3. Рис. 2. Распределение числа Маха в расчетной области в момент затекания внешнего сверхзвукового течения в область каверны. Анимационный файл поля числа Маха в последовательные моменты времени представлен в приложении Fig_02_Mach_no_H2.avi.

Скачать (111KB)
Метаданные
4. Рис. 3. Распределение давления в расчетной области в последовательные моменты. Анимационный файл поля давления в последовательные моменты представлен в приложении Fig_03_Pres_no_H2.avi.

Скачать (559KB)
Метаданные
5. Рис. 4. Спектр колебаний давления (а) внутри каверны (б) на стеке камеры на расстоянии 59 см от начала камеры. Зелеными пунктирными линиями обозначены частоты расходных колебаний (842, 1685, 2527, 3370, 4212, 5055 Гц). Синей пунктирной линией с точкой обозначены частоты акустических колебаний Росситера (1569, 3661, 5754 Гц).

Скачать (292KB)
Метаданные
6. Рис. 5. Распределение температуры в расчетной области для различных давлений подачи топлива: (а) Pinj = 0.5 МПа, (б) Pinj = 1 МПа, (в) Pinj = 1.5 МПа. Анимационный файл рассчитанного поля температуры для давления подачи топлива Pinj = 1 МПа представлен в приложении Fig_05_Temp _H2.avi.

Скачать (292KB)
Метаданные
7. Рис. 6. Распределение числа Маха в расчетной области для различных давлений подачи топлива: (а) Pinj = 0.5 МПа, (б) Pinj = 1 МПа, (в) Pinj = 1.5 МПа. Анимационный файл рассчитанного числа Маха для давления подачи топлива Pinj = 1 МПа представлен в приложении Fig_05_Mach _H2.avi.

Скачать (176KB)
Метаданные
8. Рис. 7. Временная зависимость безразмерных показаний датчика давления (x = 59 см) для различных давлений подачи топлива: (а) Pinj = 0.5 МПа, (б) Pinj = 1 МПа, (в) Pinj = 1.5 МПа.

Скачать (265KB)
Метаданные

© Российская академия наук, 2024