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Simulation numérique de la combustion dans un scramjet avec injection transversale de carburant

T. Belmrabet 1, M. Talice 2, G. Delussu 2 and S. Hanchi 1

1 Laboratoire Mécanique des Fluides, Ecole Militaire Polytechnique, Bordj El Bahri, Alger, Algérie
2 CFDC, Center for Advanced Studies Research and Development in Sardinia, Cagliari, Italy

Abstract

The evolution of the future transport at high speed will depend strongly on the development of the hypersonic propulsion engines. The combustion chamber represents one of the basic technologies which order the development of these propulsion systems. At hypersonic flight speed, the available time for either the injection of fuel, the creation of the reactive mixture air-fuel and the combustion is very short. Certain numbers of studies were carried out and various strategies of injection were suggested so that configurations of combustion chambers of Scramjets overcome the limitations imposed by the short residence time. The present study describes a numerical investigation of the performances of turbulent supersonic combustion when a transverse sonic injection of the fuel (hydrogen) through a slot nozzle in a supersonic hot air stream is employed. In order to carry out this, an in-house code (Karalis) is used. Karalis is a parallel MPI, Finite-Volume, multiblock CFD code which solves the fully compressible Euler and Navier-Stokes equations, where all couplings between dynamics and thermodynamics are allowed. This is the most general mathematical model for all fluid flows. The results obtained are compared with those provided by the literature.

Résumé

L’évolution du futur transport à grande vitesse dépendra fortement du développement des moteurs de propulsion hypersoniques. La chambre de combustion représente une des technologies de base qui commandent le développement de ces systèmes de propulsion. A une vitesse de vol hypersonique, le temps disponible pour l’injection du combustible, la création du mélange réactif comburant-carburant, et la combustion est très court. Un certain nombre d’études ont été effectuées et différentes stratégies d’injection ont été suggérées pour que des configurations de chambre de combustion des moteurs de propulsion hypersoniques (Scramjet) surmontent les limitations imposées par le court temps de séjour de l’écoulement. La présente étude décrit une investigation numérique des performances de la combustion supersonique turbulente lorsqu’une injection sonique transversale du carburant (hydrogène) à travers un bec de fente (slot nozzle) dans un courant d’air chaud supersonique est employée. Afin de réaliser ceci, un code maison (Karalis), solveur 3D parallèle compressible et totalement implicite basé sur le schéma TVD de Roe est utilisé. Les résultats obtenus sont comparés à ceux fournis par la littérature.

Keywords

Ecoulements réactifs - Solveur compressible - Calcul parallèle - Scramjet - Injection transversale - Méthode des volumes finis.

Simulation numérique de la combustion dans un scramjet avec injection transversale de carburant
Texte intégral

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