مکانیک سیالات و آیرودینامیک

مکانیک سیالات و آیرودینامیک

مقایسه عددی اثربخشی روش‌های خنک‌کاری لایه‌ای در محفظه احتراق موتور رم جت

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان
1 کارشناسی ارشد،دانشگاه جامع امام حسین(ع)، تهران، ایران
2 استاد،دانشگاه جامع امام حسین، تهران(ع)، ایران
چکیده
در محفظه احتراق موتور رم جت، شار حرارتی بالا موجب افزایش دمای دیواره شده و ضرورت بهره‌گیری از روش‌های مؤثر خنک‌کاری را ایجاب می‌کند. ازاین‌رو، در پژوهش حاضر عملکرد روش‌های مختلف خنک‌کاری لایه‌ای شامل شکاف ساده، خنک‌کاری پاششی و حلقه پانچ شده به‌صورت عددی و تحت شرایط کاری مشخص موتور مورد بررسی و مقایسه قرار گرفته است. به‌منظور شبیه‌سازی میدان جریان و انتقال حرارت، معادلات حاکم بر جریان تراکم‌پذیر با استفاده از روش حجم محدود حل شده و اثرات تشعشعی نیز از طریق مدل گسسته جهتی (DO) لحاظ گردیده است. اعتبارسنجی مدل عددی نیز با مقایسه نتایج با داده‌های تجربی موجود انجام و دقت آن تأیید شده است. نتایج نشان می‌دهد که در خنک‌کاری پاششی، افزایش نسبت ارتفاع زبانه به‌اندازه شکاف، با کاهش شدت اختلاط اولیه، موجب یکنواخت‌تر شدن توزیع دما و بهبود اثربخشی خنک‌کاری می‌شود؛ به‌گونه‌ای که نسبت‌های برابر یا بزرگ‌تر از یک عملکرد مطلوب‌تری ارائه می‌کنند. همچنین در پیکربندی حلقه پانچ شده، استفاده از زبانه و زاویه تزریق نزدیک به ۹۰ درجه موجب افزایش پایداری فیلم خنک‌کننده و کاهش نفوذ جریان داغ به دیواره می‌شود. در مجموع، یافته‌های این مطالعه می‌تواند در انتخاب پیکربندی بهینه خنک‌کاری لایه‌ای در محفظه احتراق موتور رم جت مورداستفاده قرار گیرد
کلیدواژه‌ها

عنوان مقاله English

Numerical Comparison of Film Cooling Methods Effectiveness in a Ramjet Combustor

نویسندگان English

Sajjad Ranjbar 1
Mohammad Mehdi Doustdar 2
Kazem Delsoz 1
1 Master's Degree, Imam Hossein Comprehensive University, Tehran, Iran
2 Professor, Imam Hossein Comprehensive University, Tehran, Iran
چکیده English

The high heat flux in ramjet combustor walls requires effective cooling strategies to prevent excessive temperature rise. This study numerically investigates and compares three film-cooling configurations: a simple slot, splash cooling, and a stacked ring under representative operating conditions. Compressible flow and heat transfer were simulated using the finite volume method, with radiative effects modeled by the Discrete Ordinates (DO) method. The numerical model was validated against experimental data. Results show that in splash cooling, increasing the tab height-to-slot width ratio reduces initial mixing, improves temperature uniformity, and enhances cooling effectiveness, with ratios ≥1 performing best. In the stacked ring configuration, adding a tab and using an injection angle near 90° improved coolant film stability and reduced hot-gas penetration toward the wall. These findings provide guidance for selecting effective film-cooling configurations for ramjet combustors.

کلیدواژه‌ها English

Ramjet Engine
Film Cooling
Combustion Chamber
Spray Cooling

Smiley face

[1]. Mattingly JD. Elements of propulsion: Gas turbines and rockets. Reston (VA): American Institute of Aeronautics and Astronautics; 2006. DOI:10.2514/4.103711
[2]. Hojnacki JT. Ramjet engine fuel injection studies. Air Force Aero Propulsion Laboratory; 1972.
[3]. Mattingly JD, Heiser WH, Pratt DT. Aircraft engine design. 2nd ed. Reston (VA): American Institute of Aeronautics and Astronautics; 2002.
[4]. Song JW, Lee KW, Cho HH, Hwang KY, Ham HC. Film cooling system for ramjet combustion chamber. In: Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference; 2009. p. 406-407.
[5]. Baldauf S, Scheurlen M, Schulz A, Wittig S. Correlation of film cooling effectiveness from thermographic measurements at engine-like conditions. Journal of Turbomachinery. 2002;124(4):686-698. DOI:10.1115/1.1504443.
[6]. Colban WF, Thole KA, Bogard D. A film-cooling correlation for shaped holes on a flat-plate surface. Journal of Turbomachinery. 2011;133(1):011002. DOI:10.1115/1.4002064
[7]. Cutbirth JM, Bogard DG. Evaluation of pressure side film cooling with flow and thermal field measurements: Part I: Showerhead effects. Journal of Turbomachinery. 2002;124(4):679-685. DOI:10.1115/1.1504441.
[8]. Bons JP, MacArthur CD, Rivir RB. The effect of high free-stream turbulence on film cooling effectiveness. Journal of Turbomachinery. 1996;118(4):814-825. DOI:10.1115/1.2840939.
[9]. Kadotani K, Goldstein RJ. Effect of mainstream variables on jets issuing from a row of inclined round holes. Journal of Engineering for Power. 1979;101(4):619-624. DOI:10.1115/1.3446486.
[10]. Foster NW, Lampard D. The flow and film cooling effectiveness following injection through a row of holes. Journal of Engineering for Power. 1980;102(3):584-588. DOI:10.1115/1.3230306.
[11]. Amer AA, Jubran BA, Hamdan MA. Comparison of different two-equation turbulence models for prediction of film cooling from two rows of holes. Numerical Heat Transfer, Part A: Applications.1992;21(2):143-162. DOI:10.1080/10407789108944870
[12]. Schmidt DL, Sen B, Bogard DG. Film cooling with compound angle holes: adiabatic effectiveness. Journal of Turbomachinery. 1996;118(4):807-813. DOI:10.1115/1.2840938.
[13]. Seo HJ, Lee JS, Ligrani PM. The effect of injection hole length on film cooling with bulk flow pulsations. International Journal of Heat and Mass Transfer. 1998;41(22):3515-3528. DOI:10.1016/S0017-9310(98)00042-8.
[14]. Schuchkin V, Osipov M, Shyy W, Thakur S. Mixing and film cooling in supersonic duct flows. International Journal of Heat and Mass Transfer. 2002;45(22):4451-4461. DOI:10.1016/S0017-9310(02)00151-5.
[15]. Leger B, Miron P, Emidio JM. Geometric and aero-thermal influences on multiholed plate temperature: application on combustor wall. International Journal of Heat and Mass Transfer. 2003;46(7):1215-1222. DOI:10.1016/S0017-9310(02)00396-4.
[16]. Tao Z, Yang X, Ding S, Xu G, Wu H, Deng H, Luo X. Experimental study of rotation effect on film cooling over the flat wall with a single hole. Experimental Thermal and Fluid Science. 2008;32(5):1081-1089. DOI:10.1016/j.expthermflusci.2007.12.003.
[17]. Jovanović MB, De Lange HC, Van Steenhoven AA. Effect of hole imperfection on adiabatic film cooling effectiveness. International Journal of Heat and Fluid Flow. 2008;29(2):377-386. DOI:10.1016/j.ijheatfluidflow.2007.11.008.
[18]. Liu JS, Malak MF, Tapia LA, Crites DC. Enhanced film cooling effectiveness with new shaped holes. In: Proceedings of ASME Turbo Expo 2010: Power for Land, Sea, and Air. 2010. Paper No.: GT2010-22774. DOI:10.1115/GT2010-22774.
[19]. Ghorab MG. Cooling performance and flow-field analysis of a hybrid scheme with different outlet configurations. Applied Thermal Engineering. 2013;61(2):799-816. DOI:10.1016/j.applthermaleng.2011.05.020.
[20]. Kalghatgi P, Acharya S. Improved film cooling effectiveness with a round film cooling hole embedded in a contoured crater. Journal of Turbomachinery. 2015;137(10):101006. DOI:10.1115/1.4030395
[21]. Taheri Y, Rajabi Zargarabadi M, Jahromi M. Experimental and numerical study on the effects of shaped multi-holes on the effectiveness of film cooling. Journal of Thermal Analysis and Calorimetry. 2021;146:1723-1733. DOI:10.1007/s10973-020-10157-4.
[22]. Anderson JD. Fundamentals of aerodynamics. 5th ed. New York (NY): McGraw-Hill; 2010.
[23]. Anderson JD Jr. Hypersonic and high-temperature gas dynamics. 2nd ed. Reston (VA): American Institute of Aeronautics and Astronautics; 2006.
[24]. Modest MF. Radiative heat transfer. 3rd ed. Amsterdam: Academic Press; 2013.
[25]. Lefebvre AH, Ballal DR. Gas turbine combustion: alternative fuels and emissions. 3rd ed. Boca Raton (FL): CRC Press; 2010.
[26]. Han JC, Dutta S, Ekkad S. Gas turbine heat transfer and cooling technology. 2nd ed. Boca Raton (FL): CRC Press; 2012.