Simulation numérique de la combustion dans un scramjet avec injection transversale de carburant (original) (raw)

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.