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Open Access
Assessment of high enthalpy flow conditions for re-entry aerothermodynamics in the plasma wind tunnel facilities at IRS
(2021) Loehle, Stefan; Zander, Fabian; Eberhart, Martin; Hermann, Tobias; Meindl, Arne; Massuti-Ballester, Bartomeu; Leiser, David; Hufgard, Fabian; Pagan, Adam S.; Herdrich, Georg; Fasoulas, Stefanos
This article presents the full operational experimental capabilities of the plasma wind tunnel facilities at the Institute of Space Systems at the University of Stuttgart. The simulation of the aerothermodynamic environment experienced by vehicles entering the atmosphere of Earth is attempted using three different facilities. Utilizing the three different facilities, the recent improvements enable a unique range of flow conditions in relation to other known facilities. Recent performance optimisations are highlighted in this article. Based on the experimental conditions demonstrated a corresponding flight scenario is derived using a ground-to-flight extrapolation approach based on local mass-specific enthalpy, total pressure and boundary layer edge velocity gradient. This shows that the three facilities cover the challenging parts of the aerothermodynamics along the entry trajectory from Low Earth Orbit. Furthermore, the more challenging conditions arising during interplanetary return at altitudes above 70 km are as well covered.
Open Access
Nicht-intrusive Messung der Wärmestromdichte auf transpirationsgekühlte Oberflächen
(2024) Hufgard, Fabian; Fasoulas, Stefanos (Prof. Dr.-Ing.)
In dieser Arbeit ist die Entwicklung von drei nicht-intrusiven Methoden zur Bestimmung der transienten Wärmestromdichte in eine transpirationsgekühlte Oberfläche beschrieben. Transpirationskühlung ist ein aktives Kühlverfahren, das aufgrund seiner hohen Effektivität für den Einsatz in Luft- und Raumfahrtanwendungen untersucht wird. Bei Transpirationskühlung besteht das Hitzeschild aus einem porösen Material, durch das ein Kühlgas nach außen gedrückt wird. Das bewirkt sowohl die aktive Kühlung der Wand durch Advektion als auch die Reduktion des konvektiven Wärmeeintrags in die Oberfläche durch das Kühlen der Strömungsgrenzschicht. Für die Auslegung solcher Hitzeschilde ist die Oberflächenwärmestromdichte eine wichtige Variable, weil sie die Wandtemperatur diktiert. Die in dieser Arbeit entwickelten Methoden zur Wärmestromdichtebestimmung basieren auf der transienten und nicht-intrusiven Messung des Drucks im Plenum, d.h. dem bedruckten Bereich zwischen dem Durchflussregler und der porösen Wand. Dazu wird das Systemverhalten infolge der Oberflächenwärmestromdichte durch eine Modellgleichung mathematisch abgebildet. Die Modellparameter werden durch einen zerstörungsfreien Kalibrieransatz identifiziert. Die Eingangsgrößen der Modellgleichung sowie deren Nutzung zur Bestimmung der Oberflächenwärmestromdichte unterscheidet sich zwischen den Methoden. Bei der Pressure-based Non-Integer System Identification (NISIp) Methode korreliert die Wärmestromdichte direkt mit dem Plenumsdruck. Die kalibrierte Modellgleichung ermöglicht die Berechnung der Druckimpulsantwort. Mit dieser wird die Wärmestromdichte unter Anwendung inverser Methoden aus der transienten Druckmessung bestimmt. Dazu ist der Emissionsgrad der einzige erforderliche Materialparameter. Durch experimentelle und numerische Analysen der NISIp-Methode wird gezeigt, dass für die Beschreibung des zugrundeliegenden thermodynamischen Prozesses das Plenum als endliches Volumen mitberücksichtigt werden muss. Dadurch kann sich der Massenstrom durch die poröse Wand signifikant ändern, auch wenn der Massenstrom am Durchflussregler konstant ist. Es wird gezeigt, dass die Reduktion der Parameter Plenumsvolumen, Länge sowie spezifische Wärmekapazität der porösen Wand zu einem schnelleren Ansprechen des Plenumsdrucks auf die Oberflächenwärmestromdichte und damit zu einem kleineren Messfehler führt. Für die Parameter Massenstrom, Umgebungsdruck, Querschnittsfläche und Permeabilität der porösen Wand gilt das Gegenteil. Die Anwendung eines NISIp-Sensors im Plasmawindkanal PWK4 ergab für Wärmestromdichten bis ca. 400 kW/m2 eine Messunsicherheit von nur 17%. Der Non-Integer System Identification with Fluid Temperature (NISITf) Ansatz erweitert den Einsatzbereich zu Szenarien mit stark veränderlichem Umgebungsdruck. Dafür wird der Plenumsdruck mit der Darcy-Forchheimer-Gleichung in die mittlere Fluidtemperatur in der porösen Wand umgerechnet. Diese dient als Eingangsgröße in die NISITf-Modellgleichung zur Korrelation mit der Oberflächenwärmestromdichte. Die Bestimmung der Wärmestromdichte aus der kalibrierten Modellgleichung erfolgt analog zur NISIp-Methode. Mit einem NISITf-Sensor wurden im Plasmawindkanal PWK1 Wärmestromdichten von bis 13,9MW/m2 gemessen. Mit der Cooling Adjustment for Transpiration Systems (CATS) Technologie wird die Oberflächenwärmestromdichte in Echtzeit bestimmt und entsprechend die Kühlintensität der Transpirationskühlung angepasst. Dazu werden ausschließlich nicht-intrusive Messgrößen erfordert. Die Wärmestromdichte wird direkt aus einer kalibrierten Modellgleichung bestimmt. Mit der Anwendung eines CATS-Regelsystems im PWK4 wurde erstmals die Funktionalität eines Reglers zur automatischen Anpassung der Kühlintensität der Transpirationskühlung auf die aktuell wirkende Oberflächenwärmestromdichte nachgewiesen. Darüber hinaus wurde ein CATS-System erfolgreich auf der HIFLIER1-Höhenforschungsrakete getestet. Das HIFLIER1-CATS-System bestimmte dieWärmestromdichte während des Hyperschallflugs und passte entsprechend den Kühlgasmassenstrom wie vorgesehen an.
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Novel heat flux controlled surface cooling for hypersonic flight
(2023) Hufgard, Fabian; Duernhofer, Christian; Fasoulas, Stefanos; Loehle, Stefan
This paper presents a new method in theory and experiment to adjust the transpiration cooling based on the actual measured heat flux. This is particularly useful in extreme heating environments, e.g. atmospheric entry flight or combustion chamber applications. In such environments, usually cooling is set constant based on the vehicle design, yet a mass efficient and performant cooling is sought after. We present a method with real-time surface heat flux determination of the transpiration cooled wall and an automatic adjustment of the cooling. The heat flux is determined based on a system identification process. The heat flux measurement itself is derived non-intrusively from the measurement of pressure inside the plenum, i.e. the region between mass flow controller and porous wall. The particular advantage of this system is that the heat shield material is not weakened by any sensor system and its performance is optimized with respect to cooling needed at a certain heating level. Another new feature of the pressure heat flux transformation is the attenuation of a destabilizing positive feedback loop, where the transpiration cooling controller’s output (i.e. mass flow rate) strongly influences its input (i.e. plenum pressure). We describe the identification of the model parameters for the heat flux determination, which are found and verified by a calibration approach. The controlled cooling was demonstrated in a hot air plasma flow with a reference heat flux of up to 1.4 MW/m 2. The results show the performance and verify the applicability in a real flight environment.