Análisis numérico del flujo sobrexpandido en la tobera cónica experimental ULA-2 fuera de diseño

Abstract

En la Universidad de Los Andes, Venezuela, el GCAE ha diseñado y fabricado un grupo de toberas supersónicas con longitud de garganta, las cuales han sido empleadas en su fase experimental en motores de cohetes sonda de la serie ULA. En el presente trabajo el objetivo es analizar el comportamiento del campo de flujo sobrexpandido en la tobera cónica experimental ULA-2, que tiene un ángulo medio de la divergente de , considerado una tobera fuera de diseño. El campo de flujo se simuló en un dominio computacional 2D con el código Ansys-Fluent para dos casos de longitud de garganta; se empleó el modelo RANS en conjunto con el modelo de turbulencia de Menter, y para la viscosidad la ley de Sutherland. Los resultados del campo de número de Mach, presión y temperatura, para la sección de la garganta con mayor longitud presentaron fluctuaciones producto de las ondas de choque oblicuas, y para la menor longitud no se presentaron fluctuaciones. Se concluye que existe una influencia de la longitud de garganta en el desarrollo del flujo en esa sección; sin embargo, la longitud de garganta no influye de manera significativa en la velocidad del flujo a la salida de la tobera

Análisis numérico del flujo sobre-expandido en la tobera cónica experimental ULA-1B fuera de diseño

“…El comportamiento del flujo obtenido en el presente trabajo para la tobera cónica experimental ULA-1B con y , así como con y , para la carga de presión aplicada , tiene algunas cercanías de resultados numéricos con respecto al estudio realizado para un flujo sobrexpandido en la tobera cónica experimental ULA-2 [14] con y , así como para y , y carga de presión . Mientras que la tobera ULA-1B tiene un ángulo medio de la divergente , la tobera ULA-2 tiene , aunque ambas presentan comportamientos similares de patrones de flujo en la sección convergente, en la sección de la garganta y en la sección divergente, así como comportamientos similares de los perfiles de presión y temperatura en las paredes adiabáticas en la divergente.…”

“…Estudios realizados del campo de flujo aplicando la CFD a dominios computacionales 2D de las toberas de la serie ULA clasificadas como: ULA-1A XP con relación de longitud y diámetro de la garganta [12], [13] y ULA-2 con [14] reportaron fluctuaciones de velocidad, presión y temperatura en la sección de la garganta como consecuencia de los choques oblicuos en dicha sección, así como influencia en el desarrollo del flujo en la divergente al disminuir la longitud de garganta. Los resultados numéricos con respecto a las fluctuaciones de temperatura en la pared de la sección de la garganta corroboraron los resultados experimentales de Parco [11].…”

Numerical analysis of the shock train in conical nozzles with straight-cut throats

“…The flow in the nozzle is considered as an ideal gas, as an approximate behavior to air, the flow parameters being as follows: specific heat ratio k = 1.4, specific heat at constant pressure C p = 1006.43 J/(kg•K), thermal conductivity k t = 0.042 W/(m•K), and gas constant R = 287 J/(kg•K) [31].…”

“…It is worth noting that when comparing the flow behavior of the throat section between a conical nozzle and a planar nozzle, which has been presented above, the conical nozzle presents greater flow fluctuation. Other studies performed applying CFD for flow simulation in conical nozzles with straight-cut throat L g /D g ≈ 1 [29][30][31] have reported that velocity fluctuations with the presence of oblique shocks are present in the throat section.…”

Numerical analysis of the shock train evolution in planar nozzles with throat length

“…They reported that, in the throat section, the flow presents oblique shocks (shock train) in the estimated range from Mach number 0.65 to 1.74, the fluctuation being more intense at the beginning of the throat section and less intense at the end of the throat section. Also, numerical studies on the flow development in straight-cut throat conical nozzles for L/D ≈ 1 reported oblique shocks in the throat section, where the flow exhibits velocity fluctuations in the estimated range from Mach number 0.75 to 1.55 [39][40][41].…”