Academic literature on the topic 'Flujo supersónico'

Un túnel de choque supersónico es una herramienta utilizada para realizar pruebas a velocidades supersónicas de nuevos modelos y tecnologías en el campo de la ingeniería aeronáutica. Los túneles de choque están compuestos por diferentes partes que cumplen funciones indispensables para el desarrollo de una prueba. Uno de los componentes fundamentales de un túnel de choque es la tobera convergente divergente la cual se encarga de controlar la velocidad de un flujo según sea necesario para realizar la prueba. Al realizar una investigación de antecedentes de los túneles de choque se pudo encontrar que para el 2020 con relación al campo de investigación en Colombia la existencia de estas herramientas es nula, por lo cual, la finalidad de este proyecto de grado está en diseñar conceptualmente una tobera convergente divergente de área variable que pueda proveer una mejor manipulación con relación a las demás toberas convergentes divergentes que se encuentran en los túneles de choque comerciales.

Un túnel de choque supersónico es una herramienta utilizada para realizar pruebas a velocidades supersónicas de nuevos modelos y tecnologías en el campo de la ingeniería aeronáutica. Los túneles de choque están compuestos por diferentes partes que cumplen funciones indispensables para el desarrollo de una prueba. Uno de los componentes fundamentales de un túnel de choque es la tobera convergente divergente la cual se encarga de controlar la velocidad de un flujo según sea necesario para realizar la prueba. Al realizar una investigación de antecedentes de los túneles de choque se pudo encontrar que para el 2020 con relación al campo de investigación en Colombia la existencia de estas herramientas es nula, por lo cual, la finalidad de este proyecto de grado está en diseñar conceptualmente una tobera convergente divergente de área variable que pueda proveer una mejor manipulación con relación a las demás toberas convergentes divergentes que se encuentran en los túneles de choque comerciales.

En los flujos de gas a velocidades supersónicas se producen ondas de choque, separación del flujo y turbulencia debido a cambios repentinos de la presión. El comportamiento del flujo compresible se puede estudiar mediante equipos experimentales o por métodos numéricos con códigos de la dinámica de fluidos computacional (DFC). En el presente trabajo, el flujo de aire se simula en un dominio computacional 2D con el código ANSYS-Fluent versión 12.1 para la geometría de una tobera plana, utilizando la ecuación de Navier-Stokes de número de Reynolds promedio (NSRP), con el objetivo de evaluar cinco modelos de turbulencia: SST k-ω, k-e estándar, k-ω estándar, k-kl-ω de transición y RSM. Se obtuvieron resultados numéricos de perfiles de presión estática para las paredes de la tobera y de formas de ondas de choque en el campo de flujo, para dos condiciones de relaciones de presión y , los cuales fueron comparados con los datos experimentales del trabajo de Hunter. Se concluye que los resultados numéricos obtenidos con el modelo de turbulencia SST k-ω de Menter (1994) están más ajustados a los datos experimentales de presión estática y de formas de ondas de choque.

Estudios numéricos del campo de flujo para toberas convergentes-divergentes con longitud de garganta han reportado fluctuaciones del flujo con ondas de choque oblicuo en la sección de la garganta, para la condición de flujo sobreexpandido. Sin embargo, para otras condiciones del flujo, para un mismo tipo de tobera, el conocimiento es limitado. En el presente trabajo, el objetivo es determinar el comportamiento del flujo en la longitud de garganta y en la divergente, para una tobera cónica experimental clasificada como Helios-X, para la condición de flujo subexpandido. Se realizaron simulaciones numéricas 2D del campo de flujo con el código ANSYS-Fluent versión 12.1, aplicando el modelo RANS. Se emplearon las ecuaciones gobernantes para el flujo compresible, conservación de la masa, cantidad de movimiento, energía y de estado; así como, para la turbulencia el modelo SST de Menter y para la viscosidad en función de la temperatura la ecuación de Sutherland. En la sección de la garganta, adyacente a la pared, el flujo presentó fluctuaciones, en la simetría axial el flujo presentó una aceleración escalonada; en la sección divergente, el flujo se desaceleró en cierta región, sin embargo, el flujo salió de la tobera a velocidad supersónica ligeramente mayor de Mach 3. Se concluye que en la sección de la longitud de garganta se presenta un patrón de flujo, así como, en la sección divergente.

El patrón de flujo en toberas supersónicas lo definen los perfiles aerodinámicos de la geometría de las paredes internas, entre otros parámetros, donde la garganta es una sección crítica. En el presente trabajo, el objetivo es analizar el comportamiento del flujo en la sección recta de la garganta de una tobera cónica experimental de un motor de cohete sonda de combustible sólido. El flujo sobreexpandido se simuló con el código ANSYS-Fluent en un dominio computacional 2D, empleando el modelo RANS y el modelo de turbulencia de Menter, y la ecuación de Sutherland para la viscosidad en función de la temperatura. Se llevaron a cabo cinco casos de estudio para la longitud de garganta en el rango de 1-10 mm. Se obtuvo fluctuaciones de número de Mach, presión y temperatura, ondas de choque oblicuas en la sección de la garganta para la longitud de 10 mm; para longitudes menores disminuyó la intensidad de la magnitud del choque. Se concluye que para la longitud de garganta de 1 mm el flujo es transónico sin la presencia de choques oblicuos. En la sección divergente, las ondas de choque varían en su intensidad y cambian de posición.

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

Maestría en Ciencias De La Ingeniería - Mención Aeroespacial
En esta tesis se describen los resultados obtenidos con las simulaciones numéricas de dos tipos de problemas en los cuales el fluido debe necesariamente ser considerado compresible. En uno, se simula un caso de combustión difusiva turbulenta a baja velocidad y en otro, la simulación se aplica a casos típicos de aerodinámica supersónica. Ambas simulaciones fueron desarrolladas aplicando las herramientas de libre distribución que provee openfoam™. Con la combustión se utilizan ecuaciones de conservación inestacionarias para la masa, los momentos, la energía y la conservación de las especies, promediadas según Favre y para la turbulencia se emplea un modelo k −ε modificado. Para resolver las ecuaciones de conservación discretizadas, se emplea el método PISO (Pressure Implicit with Splitting of Operators), que conlleva a la derivación de una ecuación independiente para la presión. La cinética química es modelada mediante una única reacción global y para tener en cuenta la interacción química-turbulencia se implementa el concepto del reactor parcialmente mezclado. El cálculo de los términos fuentes presentes en las ecuaciones de conservación de las especies químicas, requiere la integración de ecuaciones diferenciales ordinarias stiffs. openFoam proporciona un esquema numérico que garantiza estabilidad en el cómputo de estos términos. La simulación numérica del benchmark conocido como llama D, se compara con datos experimentales obtenidos por Sandia National Laboratories. Las simulaciones numéricas de los flujos supersónicos son desarrolladas empleando los ejecutables sonicFoam y rhoCentralFoam. Las principales diferencias entre estos ejecutables son: sonicFoam usa la presión como variable dependiente y en consecuencia utiliza el método PISO como técnica resolutiva; rhoCentralFoam mantiene la densidad como variable dependiente y en lugar de usar solvers de Riemann como técnica resolutiva, emplea los esquemas alternativos de Kurganov et al. . En esta tesis se evalúan las ventajas y desventajas derivadas de la aplicación en simulaciones supersónicas, de los dos ejecutables citados. Con tal propósito, los siguientes flujos supersónicos fueron considerados: la cuña (o rampa), perfil tipo doble cuña y el cuerpo romo (bidimensional y axisimétrico). Estos flujos tienen solución analítica o cuentan con datos experimentales con que comparar los resultados de las simulaciones numéricas. En todos los casos se supone que el fluido (aire) se comporta como un gas no viscoso y calórico perfecto.
This thesis describes results obtained from numerical simulations of two types of problems in which the fluid flow must necessarily be considered compressible. In one type, a low speed diffusive combustion problem is simulated and in the other one, the simulation is applied to typical supersonic aerodynamics problems. Both simulations were developed by employing free distribution tools provided by openFoam. Favre averaged unsteady mass, momentum, energy and species conservation equations are used in the combustion problem and to account for turbulence, a modified k-e model is used. The conservation equations are solved utilizing a pressure implicit with splitting of operators (PISO) algorithm, which requires the addition of an extra equation for the pressure. The chemical kinetics is modeled by only one step global reaction and the partially stirred reactor concept (PaSR) is implemented to consider chemistry-turbulence interactions. To compute source terms in the species conservation equations, sets of stiff ordinary differential equations (ODEs) have to be solved. openFoam provides a numerical scheme that ensure well enough stability in computing these terms. A numerical simulation of the Sandia flame “D” is compared with experimental data available from Sandia National Laboratories (USA). Supersonic flow numerical simulations, are performed with sonicFoam and rhoCentralFoam solvers. The main difference between them arise from the fact that sonicFoam uses the pressure as dependent variable and, consequently, the PISO algorithm, whereas rhoCentralFoam keeps density as a dependent variable and, therefore, can use the central schemes introduced by Kurganov et al. as resolvent technique. In this thesis, the advantages and disadvantages of the cited solvers to handle supersonic flow simulations are evaluated by applying them to three cases: flow over a wedge, a double wedge airfoil and over two dimensional and axial symmetrical blunt bodies. These flow cases have analytical solutions or available experimental data to compare with numerical simulations results. In all cases the flow (air) is assumed to behave as a inviscid and caloric perfect gas.
Fil: Gutiérrez Marcantoni, Luis F. Universidad Nacional de Córdoba. Facultad de Ciencias Exactas, Físicas y Naturales; Argentina.
Fil: Gutiérrez Marcantoni, Luis F. Fuerza Aérea Argentina. Universidad de la Defensa Nacional. Centro Regional Universitario Córdoba IUA; Argentina.