Conforme item 5.1.1 sobre o processo de validação do CFD para estudos aerodinâmicos de câmaras de combustão, o modelo de turbulência adotado é SST para a condição de regime permanente no ponto de projeto da câmara de combustão do tipo anular da Solar Turbines.
A Figura 5.14 apresenta o aspecto das curvas de convergência (erro numérico) obtidas para a simulação aerodinâmica, após 2000 iterações. As curvas contemplam as projeções da velocidade nas direções x, y e z, calculadas pela técnica conhecida por RMS (“Root Mean Square”), respectivamente, RMS U-Mom, RMS V-Mon e RMS W-Mom, bem como da vazão mássica e quantidade de movimento, RMS P-Mass.
Esta técnica RMS é obtida pelo cálculo da raiz quadrada da soma dos quadradros das diferenças entre o valor numérico obtido numa dada interação com o valor obtido na interação anterior, durante o processamento do cálculo. Este valor é podenrado em função também do volume dos elementos que formam a malha. A ordem de grandeza do RMS pode variar entre 10-3 a 10-7, depedendo da malha e das aproximações matemáticas adotadas.
Figura 5. 14 Aspecto da curva de convergência obtida após 2000 iterações para a simulação aerodinâmica da câmara de combustão anular, utilizando modelo de turbulência SST
Nota-se da Fig. 5.14 que a curva de erro para as projeções da velocidade do escoamento nas direções x, y e z, respectivamente, RMS U-Mom, RMS V-Mon e RMS W- Mom, bem como da vazão mássica e quantidade de movimento, RMS P-Mass, apresentam valores que se estabilizam para ordens de grandeza inferiores a 10-3, caracterizando um cálculo com razoável convergência.
Apesar da baixa convergência (> 10-4) para as projeções da velocidade do escoamento, este resultado ainda pode ter aplicação na maioria dos projetos de engenharia, conforme indicam Shaw (1992) e Bardina et al (1997) com relação ao cálculo dos erros pelo RMS.
Contudo, o ideal seria obter erros inferiores a 10-5, se fosse possível manipular a geometria para obter malhas mais refinadas. Isto não foi possível para este trabalho, porque
119 não se disponha de computador capacitado (processamento paralelo com mais de 3 GHz com memória RAM superior à 4 GB, pelo menos) para resolver este tipo de problema
Apesar das limitações encotradas, pode-se realizar uma análise sobre o comportamento aerodinâmico da câmara de combustão anular testada. As Figuras 5.15 e 5.16 mostram as distribuições das velocidades médias e vetor velocidade para a analise aerodinâmica, as quais já apresentam indicativo sobre a formação de quatro regiões com escoamentos típicos, os quais são indicados pelas Zonas A, B, C e D, bem como os efeitos da recirculação.
Figura 5. 15 Distribuição de velocidade média ao longo de um plano longitudinal na câmara de combustão anular utilizando o modelo de turbulência SST, com identificação de quatro
regiões com escoamentos típicos.
Na Figura 5.15, identificam-se quatro regiões com escoamentos típicos: a primeira é representada pelos orifícios primários próximos ao injetor, onde uma camada de ar é usada para o resfriamento das paredes internas (Zona A); a segunda é representada pelo escoamento rotativo próximo ao injetor (Zona B); a terceira é representada por um jato de ar formado pelo orifício lateral do tubo de chama (Zona C); e a quarta região por um escoamento rotativo próximo à exaustão (Zona D).
Este comportamento pode ser diretamente associado com a formação de duas regiões distintas, cada uma com uma recirculação no escoamento, como é mostrado na Figura 5.16. Enquanto uma recirculação está concentrada próximo ao injetor, uma segunda recirculação está próxima a exaustão.
Zone C
Zone D Zone A
Figura 5. 16 Vetor velocidade média ao longo de um plano longitudinal na câmara de combustão anular utilizando o modelo de turbulência SST
Na Figura 5.16, a recirculação localizada próximo ao injetor cria uma região com baixa pressão, o que pode contribuir para a formação de uma zona potencial para a dinâmica da mistura entre combustível e oxidante e a ancoragem da chama. Além disso, a recirculação próxima à exaustão pode contribuir para a diluição dos gases quentes produtos da combustão.
A Figura 5.17 apresenta a magnitude da velocidade média adimensional v/vmax ao longo dos pontos de referência adotados em um plano longitudinal na câmara de combustão anular, com posição dada por x/L para L igual a 159 (mm), os quais são mostrados pela Figura 5.18. Este plano encontra-se passando no meio de um dos orifícios laterais do tubo de chama.
Figura 5. 17 Magnitude da velocidade média adimensional ao longo de um plano longitudinal na câmara de combustão anular utilizando o modelo de turbulência SST com escoamento em
regime permanente e nas condições nominais de projeto.
Recirculação Recirculação
Exaustão Jato dos orificos
lateriais
Injetor de combustivel
121
Figura 5. 18 Pontos de referência na câmara de combustão anular da Solar Turbines. Na Figura 5.18, nota-se que o jato do orifício lateral do tubo de chama apresenta alta influência no campo de velocidade, principalmente nas posições dos pontos localizados entre x/L = 0,40 e x/L = 0,60 da câmara de combustão, onde a magnitude da velocidade média adimensional do escoamento apresenta intensa variação.
Ademais, da Figura 5.18 é possível identificar que a partir da posição x/L = 0,85 a velocidade média adimensional aumenta gradativamente devido à redução na seção transversal do escoamento na direção da exaustão.
A Figura 5.19 mostra a distribuição da pressão total relativa (equivalente à soma da pressão estática relativa e da pressão dinâmica) ao longo do plano longitudinal definido pela Figura 5.18.
Figura 5. 19 Distribuição de pressão total relativa ao longo de um plano longitudinal na caâmra de combustão anular da micro turbina do NEST utilizando o modelo de turbulência
SST em regime permanente e nas condições nominais de projeto
Na Figura 5.19, identifica-se um intenso gradiente de pressão em relação à posição do orifício lateral do tubo de chama. Conseqüentemente, o jato de ar pode ser formado da carcaça
externa que agrega a pré-câmara até a região interna do tubo de chama, cujos efeitos são conhecidos da Figura 5.15 a 5.17 com relação às regiões de formação de recirculação.
Neste escoamento, a Razão de Perda de Pressão Total através da câmara de combustão em relação à pressão total na entrada de ar ΔP PENT=
(
pent−psai) (
pent +Pb)
é, aproximadamente, igual a 0,46, sendo Pb a pressão de referência ambiente (101325 [Pa]).A Figura 5.20 apresenta a distribuição de pressão média relativa do escoamento ao longo de dois planos transversais na câmara posicionados em x/L = 0,25 e x/L = 0,50, conforme Figura 5.18.
Figura 5. 20 Magnitude da velocidade média relativa ao longo de dois planos tranversais na câmara de combustão da solar turbines nas posições x/L = 0,25 e x/L = 0,50
Na Figura 5.20, identifica-se que existe um escoamento secundário devido ao movimento rotativo em torno do eixo z, que induz um desvio na direção do escoamento dos jatos, seja no injetor de combustível, seja nos orifícios laterais do tubo de chama, onde seu efeito é pequeno, todavia pode afetar o tempo de residência do escoamento da chama formada na combustão.
Na Figura 5.21, é apresentada a distribuição de velocidade em um plano paralelo ao eixo do injetor.
Sentido do movimento rotativo no jato do injetor
Sentido do movimento rotativo no jato dos orifícios laterais
123
Figura 5. 21 Campo de velocidade em um plano paralelo ao eixo de um injetor
Da Figura 5.21, pode-se identificar que o escoamento do jato formado a partir do injetor praticamente permanece inalterável até atingir um alcance entre 6 a 8 vezes o diâmetro do injetor interno do combustível, quando seu escoamento passa a ser afetado pelo escoamento secundário no interior da câmara.
Outro fenômeno identificável que pode afetar o tempo de residência da chama é a formação de vórtices na região próxima da saída do injetor, dependendo da quantidade de combustível injetado, da espessura do tubo interno do combustível em relação à espessura do tubo externo de ar no injetor e, principalmente, do escoamento secundário de natureza rotativa, o qual preenche todo o domínio interno da câmara.
Desta forma, é importante rastrear os efeitos decorrentes destes vórtices na saída do injetor, cujo alcance é pequeno e pode atingir distâncias entre 0,7 a 1,5 vezes o diâmetro do tubo interno de combustível no injetor.