Simulation de la combustion supersonique dans une chambre de combustion scramjet

Abstract

La chambre de combustion représente une des technologies de base qui commandent le développement des moteurs de propulsion hypersoniques. Le temps disponible pour l’injection du combustible, la création du mélange réactif comburant-carburant, et la combustion est très court. 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. Le but du présent travail est d’étudier l’effet de la variation des conditions aux limites d’admission de l’hydrogène comme un combustible et leur angle d’injection et l’utilisation d’autre combustible (Kérosène) sur les champs d’écoulement dans la chambre de combustion scramjet à double cavité. Des résultats adéquats est remarqué par rapport aux résultats numériques et expérimentales de littérature.