Arbeitsgruppe Überschallverbrennung

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Richard Michel
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1 Arbeitsgruppe Überschallverbrennung 1 Wissenschaftliche Mitarbeiter: Dipl.-Ing. Nils Dröske Dipl.-Ing Felix Förster Dipl.-Ing. Daniel Prokein Edder Rabadan, M.Sc. Dipl.-Ing. Judith Richter

2 Warum Überschallverbrennung? 2 Strömungsgeschwindigkeit in Brennkammern: Turboluftstrahl-Triebwerk Raketenmotor??? Lösung: Straustrahltriebwerke Luftatmende Antriebe für sehr hohe Fluggeschwindigkeiten Vielseitig einsetzbar: Wiederverwendbare Raumtransportsysteme Überschall-Verkehrsflugzeuge

3 Funktionsweise des Ramjet- / SCRamjet-Antriebs 3 Ramjet: SCRamjet: Durchströmung der Brennkammer mit Unterschall Unterschallverbrennung Durchströmung der Brennkammer mit Überschall Überschallverbrennung (Supersonic Combustion Ramjet)

4 Forschungsschwerpunkte 4 Experimentelle und numerische Studien: Mischungsprozesse verlustarme und vollständige Vermischung Überschallverbrennung stabiler, vollständiger Verbrennungsprozess Wärmeübergang in Brennkammern thermische Belastung der Struktur Transpirationskühlung Brennkammern, Wiedereintritt in Atmosphäre Entwicklung von Messtechnik Grundlagenforschung

Überschall-Versuchsanlage 5 Lufttrockner Notversorgung Druckluft Heizer 1 Heizer 2 Schraubenverdichter Heizer 0 Brennkammer Kontinuierliche Luftversorgung mit maximal 1.45 kg/s und 10.

5 Überschall-Versuchsanlage 5 Lufttrockner Notversorgung Druckluft Heizer 1 Heizer 2 Schraubenverdichter Heizer 0 Brennkammer Kontinuierliche Luftversorgung mit maximal 1.45 kg/s und 10.5 bar Dreistufiges elektrisches Heizerkonzept für Totaltemperaturen bis 1300 K Trockene, reine und kontinuierliche Versorgung mit Luft ohne Vorverbrennung ermöglichen Flugbedingungen bis zu Mach 5 in einer Höhe von 30 km

6 Brennkammer 6 Brennkammer Treibstoffinjektor Material: Kupfer, wassergekühlt Messung von Druckverläufen, verschiedene optische Messverfahren Wirkungsweise: Wirbelerzeugung durch die Rampenstruktur verbessert Treibstoffeinmischung

7 Verbrennungsuntersuchungen 7 Numerische Simulation OH-Verteilung Experimente optische Aufnahmen Φ 1 = 0.10 Φ 2 = 0.10 Φ 1 = 0.10 Φ 2 = 0.15 Φ 1 = 0.10 Φ 2 = 0.20 Φ 1 = 0.10 Φ 2 = 0.35

8 Entwicklung von Messtechnik - LITA (F. Förster) 8 Laser-Induced Thermal Acoustics: Berührungsloses Messverfahren Speziell für heiße Überschallströmung Messung von Strömungs- und Schallgeschwindigkeit Ableitung weiterer Strömungsgrößen Anwendung: Referenzfälle zur Validierung von CFD- Simulationen Freistrahldüse Quantitative Messdaten der Überschallverbrennung Brennkammer

9 Mischungsuntersuchungen (J Richter) 9 Mischungsuntersuchungen in einer kompressiblen Düsenströmung mit verschiedenen Injektorgeometrien Visualisierung des Stickstoff- Toluol-Gemischs mittels Laserinduzierter Fluoreszenz (LIF) Unterschallinjektion (Ma 0,79) Überschallinjektion (Ma 1,1) Injektor 1 Injektor 5 Injektor 2 (mit Rampen) Injektor 6 (mit Rampen)

10 Numerische Verbrennungssimulationen (E. Rabadan) 10 Flugbedingungen: Mach = 8, h = 30 km Temperaturverteilung: α = 0 Einspritzung Streamwise vorticity Mischung α = -5 x 815 mm Verbrennung α = 0 α = 5 x 948 mm Verbrennung x 994 mm Negativer Anstellwinkel: Zündverzug sinkt Höhere Wärmefreisetzung

können nicht experimentell bestimmt werden numerische

Festkörper werden gemeinsam modelliert Neuer Löser wird am

11 Wärmeübergang in Brennkammern (N. Dröske) 11 Thermische Lasten in SCRamjet- Brennkammern können nicht experimentell bestimmt werden numerische Untersuchungen nötig Gekoppelte Simulationen: Fluid und Festkörper werden gemeinsam modelliert Neuer Löser wird am ITLR entwickelt und validiert neu nach 1 Versuchstag Temperatur der Wasserstoffströmung im Zentralkörper

Protection System (TPS) notwendig ESA-Projekt HEXAFLY Kühlfluid wird durch poröse Struktur geleitet und in

12 Transpirationskühlung (D. Prokein) 12 Hyperschall-Atmosphärenflug mit Mach > 5 sehr hohe Temperaturen durch aerothermische Erhitzung Thermal Protection System (TPS) notwendig ESA-Projekt HEXAFLY Kühlfluid wird durch poröse Struktur geleitet und in Heißgas-Grenzschicht eingeblasen Untersuchte Materialien: Poröse Hochtemperatur-Faserkeramiken C/C Heißgas Grenzschicht Kühlfluid Kühlfilm Oberflächentemperatur nach 50s Flugzeit bei Ma = 8.5 in 28 km Höhe Quelle: ESA, ITLR

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