Hidrojen yakıtlı bir Scramjet motorda yakıt enjeksiyon pozisyonu ve egzost nozulu ıraksama açısının akış ve yanma karakteristiklerine etkisi

Abstract

Bu tez çalışmasında bir scramjet motor sisteminin test bölmesi iki boyutlu hesaplamalı akışkanlar dinamiği ile modellenmiş, oluşturulan model deneysel alt yüzey statik basınç verileri ile doğrulanmıştır. Akış, yanma ve türbülans etkileşimlerinin zamandan bağımsız Reynolds ortalamalı Navier–Stokes (RANS) yaklaşımı ile sonlu hacim metodu kullanılarak çözüldüğü modelde türbülans SST k-𝜔 modeli, tek adımlı hidrojen oksidasyon reaksiyonu ile yanma ve türbülans etkileşimleri ise Finite Rate/Eddy Dissipation modeli kullanılarak modellenmiştir. Referans koşulda 2 Mach hızında giriş havasına, yanma odası içerisinde hava ile aynı yönde 2 Mach hızında hidrojen enjekte edilerek süpersonik koşullarda kendi kendine tutuşmanın meydana geldiği sistemde, yakıt enjeksiyon pozisyonu (𝑋𝑖𝑛𝑗=33 mm,81.5 mm,130 mm) ve egzost nozulu ıraksama açısının (𝛼𝑑=1.15∘, 1.60∘, 2∘) yanma, akış karakteristikleri ve performans üzerine etkileri incelenmiştir. Elde edilen sonuçlar akış yapısı ve yanma süreçlerinin birbirleri ile ilişkilerini ortaya koymuş; bu özelliklerin yakıt enjeksiyon konumu ve ıraksama açısına önemli derecede bağımlı olduğunu; akış yönünde daha uzakta yapılan yakıt enjeksiyonunun ve dar egzost nozul açısı kullanımının yanma ve itki performansı bakımından daha iyi sonuçlar verdiğini göstermiştir.

In this thesis, the test section of a scramjet engine system was modeled using two-dimensional computational fluid dynamics, and the resulting model was validated with experimental lower wall static pressure data. In the model, where flow, combustion, and turbulence interactions were solved using the finite volume method with the time-independent Reynolds-averaged Navier–Stokes (RANS) approach, turbulence was modeled using the SST k-ω model, while combustion and turbulence interactions with a one-step hydrogen oxidation reaction were modeled using the Finite Rate/Eddy Dissipation model. In a system where self-ignition occurs under supersonic conditions by injecting hydrogen into the intake air at Mach 2 in the same direction as the air in the combustion chamber, the effects of fuel injection position (X_inj=33 mm,81.5 mm,130 mm) and exhaust nozzle divergence angle (α_d=〖1.15〗^∘, 〖1.60〗^∘, 2^∘) on combustion, flow characteristics, and performance were investigated. The results revealed the relationships between flow structure and combustion processes; demonstrating that these characteristics are significantly dependent on fuel injection position and divergence angle; and showing that fuel injection further in the direction of flow and the use of a narrower exhaust nozzle angle yielded better results in terms of combustion and thrust performance.