SIMULASI INLET PESAWAT RAMJET MENGGUNAKAN ANSYS FLUENT
Penulis: Riqy Rizqyandra – CAE Engineer PT Optimaxx Prima Teknik (2023)
PENDAHULUAN
Pesawat ramjet tidak memerlukan bagian bergerak seperti fan, compressor, dan turbine. Peran compressor dalam mengkompres udara digantikan oleh ramp. Bentuk sedemikian rupa didesain ketika udara berkecepatan supersonic masuk, ramp tersebut akan mengkompres udara dan menaikkan tekanannya sebelum masuk ke combustion chamber.
Sebelumnya penulis pernah mensimulasikan reaksi pembakaran pesawat scramjet. Kali ini penulis akan mensimulasikan proses sebelum udara tersebut dibakar. Simulasi kali ini adalah mensimulasikan inlet dari ramjet engine. Tujuan dari simulasi ini adalah untuk melihat pola shockwave dalam inlet dan distribusi tekanan di dalam inlet.
PRE-PROCESSING
Koordinat dari inlet diambil dari journal yang dibuat pada NASA (dapat dilihat pada bagian referensi). Untuk mempersingkat waktu komputasi, simulasi kali ini berupa 2D Axi-symmetric. Mesh yang digunakan structured hexahedral, semakin mendekati inlet maka mesh akan semakin rapat. Hal ini bertujuan untuk mendapatkan pola shockwave yang akurat.
SETUP
Karena aliran supersonic maka dipilih density based solver. Karena domain 2D dan terdapat mirror axis maka dipilih axi-symmetric. Densitas udara berupa ideal gas dan viskositasnya sutherland. Untuk bisa memodelkan turbulen pada supersonic lebih tepat, aktifkan compressibility effect pada k-omega SST. Inlet ramjet ini disimulasikan pada sea level tekanan 1 atmosfer dan free stream temperature 300 K. Pesawat ramjet biasa beroperasi dikecepatan 3 kali kecepatan suara ( M = 3 ).
Agar simulasi menjadi stabil gunakan high order term relaxation dan high speed numeric. Pada run calculation task page, gunakan solution steering supersonic agar Fluent mengetahui kalau ini aliran supersonic.
POST-PROCESSING
Sudut ramp dari pesawat ramjet dibuat sedemikian rupa sehingga oblique shock yang tercipta akan masuk ke dalam inlet. Gambar 14 menunjukan oblique shock mengalir masuk ke dalam inlet. Di dalam oblique shock tersebut akan terpantul oleh dinding dan menaikan tekanan. Karena gas mengalami kompresi maka gas tersebut akan mengalami peningkatan temperature seperti yang ditunjukan pada gambar 15. Karena udara mengalami oblique shock, maka udara akan mengalami perlambatan. Sesampainya di dalam inlet, Mach number udara sekitar M = 2. Sebelum sampai ke ruang bakar terdapat converging passage (luas penampang menurun) yang berfungsi untuk memperlambat udara lagi menjadi kecepatan subsonic. Untuk bagan lengkap dari ramjet engine dari mulai inlet, ruang bakar sampai converging-diverging nozzle bisa dilihat pada gambar 16 di bawah.
Dalam proses mendesain ramjet engine, perlu memastikan berapa tekanan yang dialami oleh ramp dan cowl. Desainer harus memilih material agar ramp dan cowl dapat tahan tekanan tinggi pada penerbangan supersonic. Distribusi tekanan yang dialami oleh ramp dan cowl dapat dilihat pada gambar 17.
Pengambilan sampel data dilakukan pada jarak x = 1.6 in dan x = 2 in. Sebuah parameter untuk menentukan efisiensi inlet dari pesawat ramjet adalah pressure recovery. Pressure recovery didefinisikan sebagai rasio antara tekanan setelah terjadi kompresi terhadap tekanan atmosfer. Atau dengan kata lain berapa kali tekanan ini dapat dinaikan oleh inlet ini. Karena ramp ini bersifat seperti kompresor, maka ramp ini harus bisa menaikkan tekanan via oblique shock. Kenaikan tekanan bisa dilihat pada gambar 18. Terjadi kenaikan tekanan sampai 8 kali tekanan atmosfer.
Biasanya sebelum ke ruang bakar, udara akan dipreheat terlebih dahulu supaya menaikan efisiensi pembakaran. Karena udara sudah terkompres maka otomatis temperaturenya akan naik, hal ini bisa dilihat pada gambar 18. Terjadi kenaikan temperature 2 kali dari temperature di luar. Secara teoritis, jika udara yang akan dibakar cukup panas, maka diperlukan sedikit bahan bakar. Hal ini akan meningkatkan efisiensi pembakaran.
Referensi
Ferri, A., Nucci, L.M., 1954. Theoretical and experimental analyses of low-drag supersonic inlets having a circular cross section and a central body at Mach numbers of 3.30, 2.75, and 2.45. NASA Technical Report 1189.
0 comments