Simulasi Aliran Supersonic Jet Ansys Fluent
Penulis: Riqy Rizqyandra – CAE Engineer PT Optimaxx Prima Teknik (2023)
PENDAHULUAN
Pesawat terbang merupakan penemuan yang paling memudahkan perjalanan manusia. Dengan pesawat terbang kita dapat mencapai tujuan dengan lebih singkat. Salah satu hal yang membuat perjalanan singkat tersebut adalah dengan ditemukannya mesin jet. Mesin jet pada pesawat terbang komersil dapat menghasilkan kecepatan sampai 900 km/h. Bahkan telah dilakukan penelitian terus menerus mengenai pesawat komersil yang bisa terbang lebih cepat dari kecepatan suara. Salah satu pesawat komersil protoype supersonic adalah pesawat concorde.
Alasan pesawat terbang dapat terbang dengan kecepatan tinggi adalah karena bahan bakar di ruang pembakaran dibakar, hasil gas pembakaran mempunyai energi yang tinggi, lalu dialirkan ke nozzle. Nozzle membuat aliran gas menjadi lebih cepat. Pada tulisan kali ini penulis akan mensimulasikan jet nozzle dengan kecepatan 2 kali kecepatan suara ( Mach number = 2). Simulasi kali ini adalah sebuah nozzle memiliki tekanan dan temperature tinggi. Nozzle tersebut akan mengeluarkan gas ke udara luar (nozzle beroperasi pada tekanan 1 atm). Tujuan dari simulasi ini adalah untuk melihat kecepatan aliran gas yang keluar dan melihat fenomena shockwave yang dihasilkan nozzle.
PRE-PROCESSING
Nozzle yang akan disimulasikan merupakan converging-diverging nozzle. Nozzle ini memiliki luas penampang konstan pada bagian kiri sebagai tempat pembakaran lalu luas penampang semakin kecil menuju throat area (luas penampang terkecil) lalu luas penampang membesar lagi. Nozzle yang akan disimulasikan pada gambar 4. Nozzle memiliki inlet diameter sebesar 152.4 mm, throat diameter 38.34 mm, dan exit diameter 50.8 mm. Disini penulis hanya mensimulasikan nozzle secara 2 dimensi dan domain keluaran nozzle sebesar 6 m. Profil nozzle yang akan disimulasikan seperti pada gambar 4.
Mesh yang digunakan merupakan structured hexahedral mesh. Mesh dibuat semakin rapat mendekati outlet nozzle. Hal ini bertujuan untuk mendapatkan hasil shock formation yang keluar dari outlet nozzle.
SETUP
Karena aliran udara pada kasus ini bersifat compressible maka solver yang digunakan adalah density-based solver. Domain simulasi yang digunakan adalah 2D dengan boundary condition axis maka pada bagian 2D space dipilih axi-symmetric. Dengan menggunakan axi-symmetric sama saja dengan mensimulasikan nozzle secara 3D. Karena udara bersifat compressible maka densitas udara tidak konstan, densitas udara ditentukan menggunaan persamaan gas ideal seperti gambar 9. Karena variasi temperature cukup besar maka viskositas udara merupakan fungsi temperature. Untuk memodelkan variasi viskositas digunakan model sutherland.
Disini penulis melakukan penyederhanaan yaitu tidak mensimulasikan proses pembakaran, itu sebabnya fluida yang dipakai berupa udara. Operating pressure dirubah menjadi 0 Pa agar bisa menggunakan tekanan absolut. Pada bagian inlet (ruang bakar) diberi tekanan 792361 Pa (tekanan absolut) dan temperature sebesar 940 K. Tekanan ini akan menyebabkan udara yang keluar akan memiliki kecepatan 2 kali kecepatan suara. Karena disini menggunakan tekanan absolut maka pada bagian outlet pressure menjadi 101325 Pa. Pada bagian run calculation digunakan solution steering supersonic untuk mempermudah konvergensi.
POST-PROCESSING
Pada gambar 16 menunjukan hasil energi potensial berubah menjadi energi kinetik. Sumbu y merupakan rasio antara tekanan di dalam nozzle sepanjang sumbu x dengan tekanan inlet 792361 Pa, rasio antara temperature di dalam nozzle sepanjang sumbu x dengan 940 K, dan Mach number di dalam nozzle. Pada throat area kecepatan udara akan sama dengan kecepatan suara (M =1). Untuk aliran supersonic, jika kita ingin mempercepat aliran melebihi kecepatan suara maka kita harus memperbesar luas penampang aliran. Pada bagian exit nozzle didapat kecepatan udara M = 2.
Setelah keluar dari mulut nozzle, aliran udara akan mengalami oblique shock dan normal shock yang membuat pola aliran udara seperti berlian seperti pada gambar 15. Shockwave ini membuat kecepatan, tekanan, dan temperature berfluktuasi di keluaran mulut nozzle. Hasil dari simulasi ini dibandingkan dengan hasil eksperimen seperti pada gambar 18 dan 19.
Referensi
Detail studi kasus, geometri, dan hasil eksperimen : https://paw.larc.nasa.gov/paw-6-nozzle-test-case/
0 comments