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Pré-Publication, Document De Travail Année : 2024

Numerical simulation of Flight Effects on Afterburning Rocket Exhaust Plumes

Simulation numérique des effets de vol sur les jets de moteur-fusée en post-combustion

Résumé

Predictive numerical simulation of the afterburning phenomenon in fuel-rich rocket exhaust plumes is an essential tool for evaluating heat transfers to the body and vehicle signatures under various flight conditions, but remains a challenging problem for turbulence and combustion models. In this paper, the effects of a supersonic surrounding flow on the afterburning plume exhausting from an experimental non-aluminized solid propellant rocket motor are numerically investigated with the computational fluid dynamics code CEDRE. In the corresponding LP13 experiment, the motor is placed in the center of an annular channel generating a cold air co-flow at Mach 1.5 that mimics flight conditions. Simulations of both cases with and without this surrounding flow are performed using an axisymmetric Reynold-averaged Navier-Stokes approach. The afterburning process between ambient air and burnt propellant gases is numerically handled by a kinetic scheme associated with a partially stirred reactor model and a local flame extinction model. The comparison with OH* chemiluminescence emission measurements shows that only the extinction model allows to capture a flame lift-off behavior which can have important implications for the numerical prediction of plume radiation and heat fluxes on the afterbody.
La simulation numérique prédictive du phénomène de post-combustion dans les jets de moteur-fusée riche en combustible est un outil essentiel pour l'évaluation des flux de chaleur et des signatures d'engin, mais reste un problème difficile pour les modèles de turbulence et de combustion. Dans cet article, les effets d'un écoulement supersonique environnant sur le jet en post-combustion éjecté d'un moteur-fusée expérimental à propergol solide non-aluminisé sont étudiés d'un point de vue numérique avec le code CEDRE. Dans l'expérience LP13 correspondante, le moteur est placé au centre d'une veine annulaire générant un co-écoulement supersonique d'air froid à Mach 1.5 qui mime des conditions de vol. Des simulations des deux cas avec et sans co-écoulement sont réalisées avec une approche de type Reynold-averaged Navier-Stokes axisymétrique. Le processus de post-combustion entre l'air ambiant et les gaz de propergol brûlé est traité numériquement par un schéma cinétique associé à un modèle de réacteur partiellement mélangé et un modèle d'extinction locale de flamme. La comparaison avec des mesures de chimiluminescence OH* montre que seul le modèle d'extinction permet de reproduire le comportement de décollement de flamme, ce qui peut avoir des conséquences importantes in fine sur la simulation du rayonnement du jet et les flux de chaleur sur l'arrière corps.
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Origine Fichiers produits par l'(les) auteur(s)

Dates et versions

hal-04602384 , version 1 (05-06-2024)

Identifiants

  • HAL Id : hal-04602384 , version 1

Citer

Adrien Langenais, Juliette Aubrée, Pierre Doublet, Stéphane Langlois, Valérie Rialland. Numerical simulation of Flight Effects on Afterburning Rocket Exhaust Plumes. 2024. ⟨hal-04602384⟩
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