Evaluation of Turbulence Models for the Air Flow in a Planar Nozzle

En los flujos de gas a velocidades supersónicas se producen ondas de choque, separación del flujo y turbulencia debido a cambios repentinos de la presión. El comportamiento del flujo compresible se puede estudiar mediante equipos experimentales o por métodos numéricos con códigos de la dinámica de fluidos computacional (DFC). En el presente trabajo, el flujo de aire se simula en un dominio computacional 2D con el código ANSYS-Fluent versión 12.1 para la geometría de una tobera plana, utilizando la ecuación de Navier-Stokes de número de Reynolds promedio (NSRP), con el objetivo de evaluar cinco modelos de turbulencia: SST k-?, k-e estándar, k-? estándar, k-kl-? de transición y RSM. Se obtuvieron resultados numéricos de perfiles de presión estática para las paredes de la tobera y de formas de ondas de choque en el campo de flujo, para dos condiciones de relaciones de presión y , los cuales fueron comparados con los datos experimentales del trabajo de Hunter. Se concluye que los resultados numéricos obtenidos con el modelo de turbulencia SST k-? de Menter (1994) están más ajustados a los datos experimentales de presión estática y de formas de ondas de choque.  In gas flows at supersonic speeds, shock waves, flow separation and turbulence are produced due to sudden changes in pressure. The behavior of the compressible flow can be studied by experimental equipment or by numerical methods with codes of the computational fluid dynamics (CFD). In the present work, the air flow is simulated in a 2D computational domain with the ANSYS-Fluent code version 12.1 for the geometry of a planar nozzle, using the Reynolds averaged Navier-Stokes (RANS) equation, with the objective of evaluating five turbulence models: SST k-?, k-e standard, k-? standard, k-kl-? of transition and RSM. Numerical results of static pressure profiles were obtained for the walls of the nozzle and of the shock wave forms in the flow field, for two conditions of pressure ratios and , which were compared with the experimental data of Hunter's work. It is concluded that the numerical results obtained with the turbulence model SST k- of Menter (1994) are more adjusted to the experimental data of static pressure and shock wave forms

Experimental and numerical study of the pressure of the water flow in a venturi tube

El tubo Venturi es un dispositivo utilizado para medir el caudal en diferentes procesos de la industria. En el presente trabajo, se realiza un estudio para dos casos, uno experimental y otro numérico de la presión ejercida por el flujo de agua en las paredes de un tubo Venturi. En el primer caso, se realizan cinco experimentos con diferentes caudales. En el segundo, el flujo se simula para dos tipos de mallas y dos modelos de turbulencia, utilizando el código COMSOL Multhiphysics 4.3. Los resultados experimentales y numéricos mostraron que las presiones del flujo sobre las paredes en dos referencias identificadas C y G mantienen constante su magnitud; además, los perfiles numéricos mostraron que la menor caída de presión se presenta en la pared a la entrada y salida de la sección de la garganta. Se concluye que, la distribución de la presión del flujo en la pared de la sección de la garganta tiene un perfil convexo, y los resultados de presiones obtenidos para el modelo de turbulencia k-e estándar, se ajustan más a los datos experimentales.The Venturi tube is a device used to measure the flow rate in different industrial processes. In the present work, a study is carried out for two cases, one experimental and another numerical of the pressure exerted by the flow of water on the walls of a Venturi tube. In the first case, five experiments with different flow rates are carried out. In the second, the flow is simulated for two types of meshes and two turbulence models, using the code COMSOL Multhiphysics 4.3. The experimental and numerical results showed that the pressures of the flow on the walls in two references identified as C and G keep their magnitude constant; in addition, the numerical profiles showed that the lowest pressure drop occurs in the wall at the inlet and outlet of the throat section. It is concluded that, the distribution of the flow pressure in the wall of the throat section has a convex profile, and the results of pressures obtained for the standard $k-e$ turbulence model are more adjusted to the experimental data

Numerical analysis of the over-expanded flow in the experimental conical nozzle ULA-1B out of design

En las toberas supersónicas, ocurren diferentes patrones de flujo y su comportamiento está influenciado por las geometrías de las superficies internas de las paredes. En el presente trabajo se simula en 2D el campo de flujo sobrexpandido en la tobera cónica experimental ULA-1B fuera de diseño, para dos casos de longitudes de garganta: Lg=15mm y Lg=1mm; con el fin de analizar el campo de número de Mach, presión y temperatura. Se empleó el código ANSYS-Fluent y se aplicó el modelo RANS; las ecuaciones gobernantes: conservación de la masa, cantidad de movimiento, energía, y estado; así como el modelo de turbulencia de Menter y la ecuación de Sutherland para la viscosidad en función de la temperatura. En la sección de la garganta de mayor longitud, los resultados mostraron choques oblicuos, fluctuaciones de velocidad, presión y temperatura; para la garganta de menor longitud no hubo fluctuaciones; para ambos casos, el flujo en la divergente presentó picos de velocidad en el rango de 2,5-3  Mach. Se concluye que, para la menor longitud de garganta el flujo se acelera sin perturbaciones en dicha sección; en la divergente se presenta un chorro supersónico y una separación de flujo In supersonic nozzles, different flow patterns occur and their behavior is influenced by the geometries of the internal surfaces of the walls. In the present work, the over-expanded flow field is simulated in 2D in the experimental ULA-1B conical nozzle out of design, for two cases of throat lengths:Lg =15 mm and Lg= 1 mm; in order to analyze the field of Mach number, pressure and temperature. The ANSYS-Fluent code was used and the RANS model was applied; the governing equations: conservation of mass, momentum, energy, and state; as well as the Menter turbulence model and the Sutherland equation for the viscosity as a function of temperature. In the longest throat section, the results showed oblique shocks, speed, pressure and temperature fluctuations; for the shorter throat there were no fluctuations; for both cases, the flow in the divergent presented speed peaks in the range of 2,5 - 3 Mach. It is concluded that, for the shorter throat length, the flow accelerates without disturbances in said section; in the divergent there is a supersonic jet and flow separation

Numerical analysis of over-expanded flow in the experimental ULA-2 conical nozzle out of design

En la Universidad de Los Andes, Venezuela, el GCAE ha diseñado y fabricado un grupo de toberas supersónicas con longitud de garganta, las cuales han sido empleadas en su fase experimental en motores de cohetes sonda de la serie ULA. En el presente trabajo el objetivo es analizar el comportamiento del campo de flujo sobrexpandido en la tobera cónica experimental ULA-2, que tiene un ángulo medio de la divergente de , considerado una tobera fuera de diseño. El campo de flujo se simuló en un dominio computacional 2D con el código  Ansys-Fluent para dos casos de longitud de garganta; se empleó el modelo RANS en conjunto con el modelo de turbulencia de Menter, y para la viscosidad la ley de Sutherland. Los resultados del campo de número de Mach, presión y temperatura, para la sección de la garganta con mayor longitud presentaron fluctuaciones producto de las ondas de choque oblicuas, y para la menor longitud no se presentaron fluctuaciones. Se concluye que existe una influencia de la longitud de garganta en el desarrollo del flujo en esa sección; sin embargo, la longitud de garganta no influye de manera significativa en la velocidad del flujo a la salida de la toberaEn la Universidad de Los Andes, Venezuela, el GCAE ha diseñado y fabricado un grupo de toberas supersónicas con longitud de garganta, las cuales han sido empleadas en su fase experimental en motores de cohetes sonda de la serie ULA. En el presente trabajo el objetivo es analizar el comportamiento del campo de flujo sobrexpandido en la tobera cónica experimental ULA-2, que tiene un ángulo medio de la divergente de , considerado una tobera fuera de diseño. El campo de flujo se simuló en un dominio computacional 2D con el código Ansys-Fluent para dos casos de longitud de garganta; se empleó el modelo RANS en conjunto con el modelo de turbulencia de Menter, y para la viscosidad la ley de Sutherland. Los resultados del campo de número de Mach, presión y temperatura, para la sección de la garganta con mayor longitudpresentaron fluctuaciones producto de las ondas de choque oblicuas, y para la menor longitud no se presentaron fluctuaciones. Se concluye que existe una influencia de la longitud de garganta en el desarrollo del flujo en esa sección; sin embargo, la longitud de garganta no influye de manera significativa en la velocidad del flujo a la salida de la tobera

Estudio experimental y numérico de la presión del flujo de agua en un tubo Venturi

The Venturi tube is a device used to measure the flow rate in different industrial processes. In the present work, a study is carried out for two cases, one experimental and another numerical of the pressure exerted by the flow of water on the walls of a Venturi tube. In the first case, five experiments with different flow rates are carried out. In the second, the flow is simulated for two types of meshes and two turbulence models, using the code COMSOL Multhiphysics 4.3. The experimental and numerical results showed that the pressures of the flow on the walls in two references identified as C and G keep their magnitude constant; in addition, the numerical profiles showed that the lowest pressure drop occurs in the wall at the inlet and outlet of the throat section. It is concluded that, the distribution of the flow pressure in the wall of the throat section has a convex profile, and the results of pressures obtained for the standard $k-e$ turbulence model are more adjusted to the experimental data.El tubo Venturi es un dispositivo utilizado para medir el caudal en diferentes procesos de la industria. En el presente trabajo, se realiza un estudio para dos casos, uno experimental y otro numérico de la presión ejercida por el flujo de agua en las paredes de un tubo Venturi. En el primer caso, se realizan cinco experimentos con diferentes caudales. En el segundo, el flujo se simula para dos tipos de mallas y dos modelos de turbulencia, utilizando el código COMSOL Multhiphysics 4.3. Los resultados experimentales y numéricos mostraron que las presiones del flujo sobre las paredes en dos referencias identificadas C y G mantienen constante su magnitud; además, los perfiles numéricos mostraron que la menor caída de presión se presenta en la pared a la entrada y salida de la sección de la garganta. Se concluye que, la distribución de la presión del flujo en la pared de la sección de la garganta tiene un perfil convexo, y los resultados de presiones obtenidos para el modelo de turbulencia k-e estándar, se ajustan más a los datos experimentales

Evaluación de modelos de turbulencia para el flujo de aire en una tobera plana

In gas flows at supersonic speeds, shock waves, flow separation and turbulence are produced due to sudden changes in pressure. The behavior of the compressible flow can be studied by experimental equipment or by numerical methods with codes of the computational fluid dynamics (CFD). In the present work, the air flow is simulated in a 2D computational domain with the ANSYS-Fluent code version 12.1 for the geometry of a planar nozzle, using the Reynolds averaged Navier-Stokes (RANS) equation, with the objective of evaluating five turbulence models: SST k-ω, k-e standard, k-ω standard, k-kl-ω of transition and RSM. Numerical results of static pressure profiles were obtained for the walls of the nozzle and of the shock wave forms in the flow field, for two conditions of pressure ratios and , which were compared with the experimental data of Hunter's work. It is concluded that the numerical results obtained with the turbulence model SST k- of Menter (1994) are more adjusted to the experimental data of static pressure and shock wave forms.En los flujos de gas a velocidades supersónicas se producen ondas de choque, separación del flujo y turbulencia debido a cambios repentinos de la presión. El comportamiento del flujo compresible se puede estudiar mediante equipos experimentales o por métodos numéricos con códigos de la dinámica de fluidos computacional (DFC). En el presente trabajo, el flujo de aire se simula en un dominio computacional 2D con el código ANSYS-Fluent versión 12.1 para la geometría de una tobera plana, utilizando la ecuación de Navier-Stokes de número de Reynolds promedio (NSRP), con el objetivo de evaluar cinco modelos de turbulencia: SST k-ω, k-e estándar, k-ω estándar, k-kl-ω de transición y RSM. Se obtuvieron resultados numéricos de perfiles de presión estática para las paredes de la tobera y de formas de ondas de choque en el campo de flujo, para dos condiciones de relaciones de presión y , los cuales fueron comparados con los datos experimentales del trabajo de Hunter. Se concluye que los resultados numéricos obtenidos con el modelo de turbulencia SST k-ω de Menter (1994) están más ajustados a los datos experimentales de presión estática y de formas de ondas de choque.

Análisis numérico del flujo sobrexpandido en la tobera cónica experimental ula-2 fuera de diseño

At the University of Los Andes, Venezuela, the GCAE has designed and manufactured a group of supersonic nozzles with throat length, which have been used in their experimental phase in sounding rocket engines of the ULA series. In the present work the objective is to analyze the behavior of the over-expanded flow field in the experimental conical nozzle ULA-2, which has a mid angle of the divergent of 9º, considered an out of design nozzle. The flow field was simulated in a 2D computational domain with the Ansys-Fluent code for two throat length cases, the RANS model was used in conjunction with the Menter turbulence model, and for Sutherland's law viscosity. The results of the Mach number, pressure and temperature field, for the longest throat section had fluctuations resulting from the oblique shocks wave, and for the shorter length no fluctuations were presented. It is concluded that, there is an influence of throat length on the development of the flow in that section; however, the throat length does not significantly influence the flow rate at the outlet of the nozzle.En la Universidad de Los Andes, Venezuela, el GCAE ha diseñado y fabricado un grupo de toberas supersónicas con longitud de garganta, las cuales han sido empleadas en su fase experimental en motores de cohetes sonda de la serie ULA. En el presente trabajo el objetivo es analizar el comportamiento del campo de flujo sobrexpandido en la tobera cónica experimental ULA-2, que tiene un ángulo medio de la divergente de , considerado una tobera fuera de diseño. El campo de flujo se simuló en un dominio computacional 2D con el código Ansys-Fluent para dos casos de longitud de garganta; se empleó el modelo RANS en conjunto con el modelo de turbulencia de Menter, y para la viscosidad la ley de Sutherland. Los resultados del campo de número de Mach, presión y temperatura, para la sección de la garganta con mayor longitud presentaron fluctuaciones producto de las ondas de choque oblicuas, y para la menor longitud no se presentaron fluctuaciones. Se concluye que existe una influencia de la longitud de garganta en el desarrollo del flujo en esa sección; sin embargo, la longitud de garganta no influye de manera significativa en la velocidad del flujo a la salida de la tober

Simulación numérica del flujo subexpandido en la tobera cónica experimental helios-x

Numerical studies of the flow field for convergent-divergent nozzles with throat length, have reported fluctuations of the flow with oblique shock waves in the throat section, for the over-expanded flow condition. However, for other flow conditions, for the same type of nozzle, knowledge is limited. In the present work, the objective is to determine the behavior of the flow in the throat length and in the divergent, for an experimental conical nozzle classified as Helios-X, for the under-expanded flow condition. 2D numerical simulations of the flow field were performed with the ANSYS-Fluent version 12.1 code, applying the RANS model. The governing equations for compressible flow, conservation of mass, momentum, energy, and state were used; as well as, for turbulence, the Menter model SST  and for the viscosity as a function of temperature the Sutherland equation. In the section of the throat, adjacent to the wall, the flow presented fluctuations, in the axial symmetry the flow presented a stepped acceleration; in the divergent section, the flow slowed in a certain region, however, the flow exited the nozzle at a supersonic speed slightly greater than Mach 3. It is concluded that in the throat length section there is a flow pattern, as well as, in the divergent section.Estudios numéricos del campo de flujo para toberas convergentes-divergentes con longitud de garganta han reportado fluctuaciones del flujo con ondas de choque oblicuo en la sección de la garganta, para la condición de flujo sobreexpandido. Sin embargo, para otras condiciones del flujo, para un mismo tipo de tobera, el conocimiento es limitado. En el presente trabajo, el objetivo es determinar el comportamiento del flujo en la longitud de garganta y en la divergente, para una tobera cónica experimental clasificada como Helios-X, para la condición de flujo subexpandido. Se realizaron simulaciones numéricas 2D del campo de flujo con el código ANSYS-Fluent versión 12.1, aplicando el modelo RANS. Se emplearon las ecuaciones gobernantes para el flujo compresible, conservación de la masa, cantidad de movimiento, energía y de estado; así como, para la turbulencia el modelo SST  de Menter y para la viscosidad en función de la temperatura la ecuación de Sutherland. En la sección de la garganta, adyacente a la pared, el flujo presentó fluctuaciones, en la simetría axial el flujo presentó una aceleración escalonada; en la sección divergente, el flujo se desaceleró en cierta región, sin embargo, el flujo salió de la tobera a velocidad supersónica ligeramente mayor de Mach 3. Se concluye que en la sección de la longitud de garganta se presenta un patrón de flujo, así como, en la sección divergente