[논문 리뷰] Numerical investigation of high-pressure combustion in rocket engines using Flamelet/Progress-variable models

Alessandro Coclite, Luigi Cutrone외 2명|arXiv (Cornell University)|2014. 12. 02.

Combustion and flame dynamics참고 문헌 23인용 수 3

한 줄 요약

이 논문은 고압 수소/액체 산소 로켓 연소를 위한 새로운 플레임릿/진전변수 (FPV) 모델을 제안하며, 혼합비와 진전변수의 공동확률밀도함수 (PDF)에 대한 가정을 제거하기 위해 통계적으로 가장 가능성 있는 분포 (SMLD) 프레임워크를 사용한다. 실제 기체 상태 방정식 (펜-로빈슨)과 세부 반응 메커니즘을 통합함으로써, 특히 분사기 부근에서flame 구조와 온도 예측 정확도를 향상시킨다. 이는 MASCOTTE V03 시험 케이스에서 기존 FPV 모델에 비해flame 길이, 두께, 소용돌이 유입 효과를 더 잘 포착하여 뛰어난 성능을 보인다.

ABSTRACT

The present paper deals with the numerical study of high pressure LOx/H2 or LOx/hydrocarbon combustion for propulsion systems. The present research effort is driven by the continued interest in achieving low cost, reliable access to space and more recently, by the renewed interest in hypersonic transportation systems capable of reducing time-to-destination. Moreover, combustion at high pressure has been assumed as a key issue to achieve better propulsive performance and lower environmental impact, as long as the replacement of hydrogen with a hydrocarbon, to reduce the costs related to ground operations and increase flexibility. The current work provides a model for the numerical simulation of high- pressure turbulent combustion employing detailed chemistry description, embedded in a RANS equations solver with a Low Reynolds number k-omega turbulence model. The model used to study such a combustion phenomenon is an extension of the standard flamelet-progress-variable (FPV) turbulent combustion model combined with a Reynolds Averaged Navier-Stokes equation Solver (RANS). In the FPV model, all of the thermo-chemical quantities are evaluated by evolving the mixture fraction Z and a progress variable C. When using a turbulence model in conjunction with FPV model, a probability density function (PDF) is required to evaluate statistical averages of chemical quantities. The choice of such PDF must be a compromise between computational costs and accuracy level. State- of-the-art FPV models are built presuming the functional shape of the joint PDF of Z and C in order to evaluate Favre-averages of thermodynamic quantities. The model here proposed evaluates the most probable joint distribution of Z and C without any assumption on their behavior.

연구 동기 및 목표

• 고압 로켓 엔진, 특히 초임계 조건에서 더 정확한 난류 연소 모델을 개발하기 위해.
• 플레임릿/진전변수 (FPV) 모델에서 PDF 형상을 가정하는 데서 벗어나 통계적으로 가장 가능성 있는 분포 (SMLD) 프레임워크를 도입하기 위해.
• 고압 수소/액체 산소 시스템에서 실제 기체 효과와 세부 반응 메커니즘이 연소 예측 정확도에 미치는 영향을 평가하기 위해.
• 제안된 모델이 MASCOTTE V03 시험 케이스의 실험 데이터와의 비교를 통해 성능을 평가하기 위해.

제안 방법

• 고압 난류 유동을 시뮬레이션하기 위해 저레이놀즈수 k-ω 난류 모델을 사용한 레이놀즈 평균 나비에-스토크스 (RANS) 솔버를 적용한다.
• 플레임릿/진전변수 (FPV) 모델을 사용하며, 열화학적 양은 혼합비 (Z)와 진전변수 (C)를 통해 추적한다.
• SMLD 프레임워크를 적용하여 PDF의 기능 형태를 가정하지 않고 Z와 C의 가장 가능성이 높은 공동분포를 계산함으로써 통계 정확도를 향상시킨다.
• 초임계 압력에서 실제 기체 효과를 반영하기 위해 펜-로빈슨 상태 방정식을 구현한다. 이는 밀도 및 운동성 특성 모델링에 매우 중요하다.
• 감도 분석을 위해 두 가지 감소된 (Li 및 Warnatz) 및 두 가지 세부적인 (Li 및 Warnatz) 반응 메커니즘을 사용한다.
• 모델은 MASCOTTE V03 시험 케이스의 실험 데이터를 기반으로 검증되며, 주로 온도 및 OH 질량 분율 분포에 중점을 둔다.

실험 결과

연구 질문

• RQ1 SMLD 기반 FPV 모델은 PDF 형상을 가정하는 기존 FPV 모델에 비해 예측 정확도를 어떻게 향상시키는가?
• RQ2 고압 수소/액체 산소 로켓 엔진에서 실제 기체 효과가flame 구조와 연소 효율성에 얼마나 큰 영향을 미치는가?
• RQ3 감소된 메커니즘과 세부 메커니즘 간의 선택이 Ignition delay,flame 길이, 반응 영역 두께 예측에 어떻게 영향을 미치는가?
• RQ4 제안된 모델은 코너 소용돌이 유입 및flame 전면 변형과 같은 복잡한 유동 특성을 정확히 포착할 수 있는가?

주요 결과

• SMLD 프레임워크 기반 모델 B는 실험 데이터와의 일치도가 더 높은 더 짧고 현실적인flame 길이를 예측하며, 모델 A보다 우수한 성능을 보였다.
• SMLD 기반 모델은 특히 분사기 부근 (x ≤ 0.03 m) 에서 코너 소용돌이 유입으로 인한 특징적인flame 전면 볼록부를 더 정확히 포착하였다.
• 모델 B에서는 초기 영역에서flame 두께 증가 속도가 더 느리며, 냉각된 LO₂ 코어 근처의 얇고 뜨거운 층을 정확히 반영하였다.
• 세부 Li-메커니즘은 감소된 메커니즘에 비해 더 정확한 온도 및flame 구조 예측을 제공하였으며, 감소된 메커니즘은 연소 속도를 과도하게 예측하고 Ignition delay를 과소평가하였다.
• SMLD 기반 PDF 모델링과 실제 기체 효과를 통합한 모델은 특히 분사기에서 0.1 m 이내의 영역에서 온도 및 OH 질량 분율 분포 예측이 향상되었다.
• 세부 반응 메커니즘, 실제 기체 효과, SMLD 기반 PDF 모델링의 조합은 고압 연소 시뮬레이션의 정밀도를 크게 향상시켰다.