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Aerodynamic interactions on Airbus Helicopters' compound helicopter RACER
(2023) Frey, Felix; Krämer, Ewald (Prof. Dr.-Ing.)
In this thesis, the mutual effects of main rotor, wings, and lateral rotors of Airbus Helicopters' compound helicopter RACER are addressed under different flight conditions. In order to isolate the interactional phenomena, trimmed high-fidelity computational fluid dynamics (CFD) simulations are not only conducted on a detailed representation of the full compound helicopter but also on reduced configurations which are created by removing the respective other components of interest. By comparing the aerodynamic performance of main rotor, wings, and lateral rotors for the different computations, mutual influences can consequently be determined, which are further divided into first- and second-order effects. With the help of a loose coupling between the comprehensive analysis (CA) tool HOST and the CFD solver FLOWer, realistically trimmed free-flight conditions are determined for the relevant flight states. The first of these is RACER's cruise flight at 220kts, which represents the operating condition the compound helicopter was specifically designed for. Due to the elevated advance ratio of over 0.5 and the resulting azimuthal variation of main rotor inflow, a strong asymmetry is witnessed in unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes (URANS) simulations, where most of the interactional phenomena originating from or affecting the advancing side of the rotor disk are significantly stronger than on the retreating side. In order to account for the large regions of separated flow below the wings, RACER's hover as the second flight condition of interest is analysed by means of delayed detached-eddy simulations (DDES). It is not only that second-order effects generally play a more important role for this flight state, but that asymmetries in aerodynamic interactions are not linked to the main rotor and its thrust distribution but rather to the different operating conditions of the lateral rotors where the right-hand rotor generates reverse thrust to provide anti-torque.
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Auslegung und Charakterisierung eines dreidimensionalen Scramjet-Einlaufs mit hohem Verdichtungsverhältnis und variabler Innenkontraktion
(2014) Hohn, Oliver; Krämer, Ewald (Prof. Dr.-Ing.)
Diese Arbeit als Bestandteil des Graduiertenkollegs GRK-1095 „Aero-thermodynamische Auslegung eines Scramjet-Antriebssystems für zukünftige Raumtransportsysteme“ der Deutschen Forschungsgemeinschaft (DFG) befasst sich mit Untersuchungen an Scramjet-Einläufen mit hohen Verdichtungsverhältnissen, wobei der Schwerpunkt darin lag, den Übergang von vormals vorherrschenden zweidimensionalen zu dreidimensionalen Geometrien zu erreichen. Dazu wurde zunächst der bestehende zweidimensionale Doppelrampen-Einlauf GK-01 der ersten Leitkonfiguration des Graduiertenkollegs modifiziert, um mit diesem Erkenntnisse über Aspekte zu erlangen, auf die bei der Auslegung einer neuen, vollständig drei-dimensionalen Einlaufgeometrie besonderes Augenmerk gelegt werden muss. Dies betraf insbesondere die aerodynamischen und aerothermodynamischen Auswirkungen durch zusätzliche Seitenwandkompression sowie Veränderungen beim Innenkontraktionsverhältnis des Einlaufs. Basierend auf diesen Erkenntnissen wurde mittels einer CFD-Parameterstudie die Einlaufgeometrie der neuen dreidimensionalen Gesamtkonfiguration des Graduiertenkollegs festgelegt. Das Betriebsverhalten des auf Basis dieser Parameterstudie entwickelten und gefertigten Einlaufmodells GK-3D wurde anschließend im Hyperschallwindkanal H2K der Abteilung Überschall- und Hyperschalltechnologien des DLR in Köln eingehend an unterschiedlichen Betriebspunkten und bei verschiedenen Bedingungen experimentell untersucht. Die Einlaufströmung wurde in den Windkanalversuchen mit Strömungsvisualisierung durch Schattenaufnahmen und Wand- und Pitotdruckmessungen erfasst. Für das neu ausgelegte GK-3D-Modell wurde ein Druckmessrechen entwickelt, der neben Pitotröhrchen auch über statische Drucksonden verfügt. Zudem wurde der Massenstrom mit einer Drossel gemessen, mit der auch der Brennkammergegendruck variiert wurde, um die Grenzen des Betriebsbereichs des Einlaufs zu ermitteln. Die Wärmelasten auf den externen Verdichtungsrampen wurden mittels Infrarot-Thermografie bestimmt. Die zusätzliche Seitenwandkompression im modifizierten 2D-Einlauf verursachte starke Änderungen der externen Strömung, die das Startverhalten des Einlaufs negativ beeinflussten. Dadurch war eine optimale Anpassung der Lippenposition an die veränderte Strömungsstruktur nicht möglich, so dass mit dieser Art der Seitenwandkompression, im Gegensatz zu zusätzlichen seitlichen Kompressionskeilen im internen Strömungskanal, aufgrund des größeren Spillage-Massenstroms keine bedeutend höhere Verdichtung erzielt werden konnte. Die Eckenwirbel waren bei zusätzlicher Seitenwandkompression deutlich stärker und wurden durch die Interaktion mit dem zweiten Rampenstoß nochmals enorm verstärkt, wodurch die Grenzschichten in weiten Bereichen der externen Rampen ablösten. Im 2D-Fall und bei interner Seitenwandkompression war es möglich, die Innenkontraktion deutlich zu erhöhen und durch den zusätzlich eingefangenen Massenstrom die Effizienz zu steigern. Zur Untersuchung des Betriebsverhaltens des neuen 3D-Einlaufs wurden das Startverhalten, der Einfluss der Innenkontraktion, der Reynoldszahl und die Änderung der Flugbahnwinkel betrachtet. Das Startverhalten stimmte dabei gut mit Erfahrungswerten von anderen 3D-Einläufen überein. Die Innenkontraktion hatte keine entscheidenden Auswirkungen auf das Strömungsfeld und das Leistungsvermögen des Einlaufs. Die Grenzen des Betriebsbereichs verschoben sich mit steigender Innenkontraktion jedoch zu höheren Druckverhältnissen. Die Stoß-Grenzschicht-Interaktion des Rampenstoßes mit der Haubenoberfläche, die bei Fällen mit hoher Innenverdichtung auftritt, erwies sich nicht als problematisch. Dies war auch bereits bei den Voruntersuchungen mit dem modifizierten 2D-Einlauf der Fall. Größere Auswirkungen ergaben sich durch Flugbahnwinkel, welche die effektiven Kompressionswinkel der Rampe bzw. der Seitenwände und den Fangquerschnitt verändern und damit auch die Druck- und Massenstromverhältnisse. Hinsichtlich eines sicheren Betriebs sind vor allem hohe positive Anstellwinkel als kritisch einzustufen, da die Druck- und Massenstromverhältnisse derart stark absinken, dass die Zündung und Stabilität der Verbrennung eventuell nicht mehr gewährleistet sind. Die Variation der Reynoldszahl lieferte nur kleine Einflüsse auf das Leistungsvermögen und die Effizienz des Einlaufs im ungedrosselten Betriebsfall. Die Betriebsgrenzen lagen bei hoher Reynoldszahl jedoch deutlich niedriger, das Blockieren der Einlaufströmung passierte viel schneller (d.h. bei niedrigeren Brennkammergegendrücken). Mit IR-Thermografie konnten Erkenntnisse über die Höhe der maximalen auftretenden Wärmelasten und die Orte, an denen sie auftreten, erlangt werden. Diese und besonders auch deren Position änderten sich stark bei Variation der Flugbedingung, vor allem durch Flugbahnwinkel. Es konnten daraus jedoch keine genaueren Einblicke in die Strömungsstruktur auf den externen Rampen, vor allem das Transitionsverhalten, gewonnen werden. Zudem wurden alternative, analytische Auslegeverfahren basierend auf Streamline-Tracing betrachtet, um die hier angewandte und mit hohem Arbeitsaufwand verbundene Auslegungsstrategie einer Parameterstudie effizienter zu gestalten. Dazu wurden ein REST-Einlauf und ein Einlauf auf Basis einer Busemannströmung entwickelt, denen jeweils die gleichen Flächenverhältnisse wie beim GK-3D-Einlauf zugrunde liegen. Das Auslegungsverfahren für REST-Einläufe erwies sich dabei als nur sehr eingeschränkt tauglich für die vorliegenden hohen Verdichtungsverhältnisse, da die so erlangten Einlaufgeometrien extrem lang werden und somit ungeeignet für das hypothetische Flugexperiment des GRK-Teilprojekts C1 wären. Basierend auf Busemann-Strömungen war es möglich, Einlaufgeometrien zu erlangen, die zwar immer noch länger als der GK-3D-Einlauf waren, aber deutlich kompakter gestaltet werden konnten als die REST-Einläufe. Mit diesen Einläufen konnten zudem bedeutend höhere Wirkungsgrade erzielt werden als mit den anderen Konfigurationen. Jedoch lag deren Leistungsvermögen in Form der Verdichtungs- und Temperaturverhältnisse geringfügig niedriger als das des 3D-Einlaufs.
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Experimental investigations on the flow over a complex topography in boundary layer wind tunnels
(2024) Peters, Bernd; Krämer, Ewald (Prof. Dr.-Ing.)
In zwei Grenzschichtwindkanälen des Instituts wurde das Geschwindigkeitsfeld über einer komplexen Topographie experimentell vermessen. Dabei handelt es sich um ein Landschaftsmodell des Albaufstiegs nahe Schnittlingen (Donzdorf, Landkreis Göppingen) im Maßstab von 1:400 bzw. 1:1200.
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Experiments on laminar separation bubbles under inflow conditions of atmospheric turbulence
(2024) Greiner, Michael; Krämer, Ewald (Prof. Dr.-Ing.)
Natural laminar flow (NLF) airfoils have been largely responsible for the performance advances of today's general aviation aircraft and wind turbines. In the design of these airfoils, atmospheric turbulence has received little attention, although specific atmospheric conditions are often present during their operation. One reason for this is that the effect of atmospheric turbulence on the boundary layer, and in particular on laminar separation bubbles (LSB), has only been possible to be estimated from experience. This study addresses this issue based on the example of sailplanes. In the first part of this work, the inflow conditions during typical cross-country flights of sailplanes are studied. Avoiding laminar separation bubbles at high lift coefficients is one of the challenges in the design of NLF airfoils. Therefore, the focus is on circling in thermals and thus on the convective boundary layer of the atmosphere. Continuous measurements of free-stream turbulent velocity fluctuations have been made during cross-country flights, with resolutions well into the dissipation range of the turbulence spectrum. The second part studies the effect of free-stream turbulence on mid-chord laminar separation bubbles that may appear on the upper surface of low speed NLF airfoils typically used in general aviation or wind turbines. For this purpose, the relevant conditions found in the first part were transferred to the Laminar Wind Tunnel (Re = 880,000, Tu = 0.01%-0.38%) for detailed experimental investigation. A distinction is made between small-scale turbulence, which acts via the classical vortex receptivity, and large-scale turbulence, which corresponds to inflow angle fluctuations and acts on the evolution of the boundary layer via the transient change in stability properties. The insights gained in flight permit the modelling of the free stream turbulence to be expected in flight through the convective atmosphere. The results of the wind tunnel experiments allow to better regard these turbulent conditions during the design of NLF airfoils.
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Experiments on the laminar to turbulent transition under unsteady inflow conditions
(2023) Romblad, Jonas; Krämer, Ewald (Prof. Dr.-Ing.)
Natural laminar ﬂow (NLF) airfoils are key to the performance of sailplanes and wind turbines. They provide a signiﬁcant reduction of friction drag by delaying the transition from laminar to turbulent boundary layer. However, the most common method for transition prediction in NLF airfoil design, the e^n method (Mack 1977), has limited capabilities for taking inﬂow turbulence into account. The current work employs wind tunnel experiments to study how the transition on an NLF airfoil is aﬀected by free-stream turbulence. The eﬀect of small- and large-scale turbulence is studied separately, as well as in combination. In the wind tunnel, turbulence grids generate small-scale turbulence, and a gust generator induces inﬂow angle oscillations corresponding to large-scale turbulence. The study includes a detailed characterization of the turbulence generated by grids placed in the settling chamber of the wind tunnel. The Reynolds number Re = 3400000 and the airfoil pressure distribution is matched to cruise or dash ﬂight of general aviation aircraft. The results are compared with direct numerical simulation, linear stability theory (LST) and ﬂight measurements. The results show that small-scale turbulence does have an inﬂuence on the transition location in the investigated range of turbulence level, 0.01% < Tu < 0.11%. The modiﬁed e^n method (Mack 1977) captures the general trend, but the sensitivity to Tu is airfoil dependent. The eﬀects of 2D, single-mode inﬂow angle oscillations are investigated in the range of reduced frequency 0.06 < kappa < 1.7. In this range, the transition process changes from quasi-steady to clearly unsteady, but a fully convective transition mode is not formed. This is an intermediate range of unsteady ﬂow in which trajectory-following LST is able to capture the main features of the unsteady transition process. No signiﬁcant interaction between the eﬀects of small- and large-scale turbulence are observed in the investigated range of Tu and kappa, indicating that the eﬀects can be superposed.
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High-fidelity simulation of dynamic stall on helicopter rotors
(2021) Letzgus, Johannes; Krämer, Ewald (Prof. Dr.-Ing.)
High-fidelity CFD simulations of helicopter rotors are carried out to investigate the dynamic stall flow phenomenon. The simulations are based on two experimental test cases, namely a model rotor with high cyclic pitch control operated at DLR Göttingen, and a highly-loaded, high-speed turn flight of the Bluecopter demonstrator. URANS and DDES simulations are carried out using the flow solver FLOWer coupled with CAMRAD II. A validation of the numerical methods is conducted based on the experimental model-rotor case, which shows that the onset of dynamic stall and the associated load overshoots agree well in overall. An unprecedented comparison of instantaneous PIV and CFD results reveals that after stall onset, only the DDES captures the chaotic nature of separated flow and exhibits small-scale vortical structures that correlate nicely with the measurement. However, the DDES suffers from the numerical artifact of modeled-stress depletion leading to grid-induced separation. Therefore, several improvements to the so-called boundary-layer shielding are investigated for both dynamic stall cases and found to eliminate the issue. Also, a shear-layer-adaptive filter width is successfully applied to the LES mode of the DDES that promotes a more realistic development of flow instabilities in separated shear layers. Concerning the turn flight simulation of the Bluecopter, the computed main rotor control angles agree very well with the flight-test measurements. A comparison of the pitch-link loads shows a good correlation regarding the overall trends and a significant improvement over a lower-order analysis. However, the pitch-link-load amplitudes are still underpredicted. Furthermore, the flow field is found to be highly unsteady and complex throughout a large portion of the azimuth, exhibiting strong separation and multiple dynamic stall events that are partly triggered by blade-vortex interaction.
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Methodik zur näherungsweisen Vorhersage des laminar-turbulenten Umschlags an Hubschrauberrotoren
(2016) Heister, Christoph; Krämer, Ewald (Prof. Dr.-Ing.)
In der vorliegenden Arbeit wird eine approximative Methodik zur Vorhersage des laminar-turbulenten Grenzschichtumschlags an Hubschrauberrotoren für reibungsbehaftete Strömungssimulation mittels URANS Verfahren entwickelt. Anhand der Methodik wird der Einfluss von laminarer Strömung auf die benötigte Rotorleistung und den generierten Rotorschub untersucht und mit voll-turbulenten Ergebnissen verglichen. Zur Berechnung der laminaren Grenzschicht wird ein Integralverfahren nach Schlichting/Walz in Kombination mit einem Geschwindigkeitsansatz für rotierende Blätter nach Blaser und Velkoff verwendet. Die Vorhersage des laminar-turbulenten Umschlags erfolgt mittels empirischer Kriterien. Aufgrund der komplexen Rotorströmung wird ein breites Spektrum von Grenzschichtinstabilitäten berücksichtigt, darunter Tollmien-Schlichting-Wellen, laminare Ablösung, Querströmung, Bypass-Mechanismen und Anlegelinieninstabilitäten. Die Umschlagsvorhersage berücksichtigt den Turbulenzgrad des simulierten Blattnachlaufes. Eine Detektion des Grenzschichtrandes aus der URANS Lösung ist nicht erforderlich. Die grundlegende Validierung der approximativen Methode erfolgt anhand der Nachrechnung von experimentellen Testfällen mit laminar-turbulentem Grenzschichtumschlag. Dazu zählen ein Laminarprofil, ein oszillierendes Hubschrauberprofil sowie ein schiebendes Flügelsegment. Als Testfall mit Rotationseinfluss werden der Flugversuch eines Hubschraubers im Schwebeflug und die Rotorströmung eines Mach-skalierten Windkanal-Hubschraubermodells im Vorwärtsflug nachgerechnet. Die berechneten laminar-turbulenten Umschlagslagen an den Rotorblättern zeigen generell eine gute Übereinstimmung zu den experimentellen Messungen. Gegenüber der üblichen Annahme einer voll-turbulenten Rotorströmung bewirkt die Berücksichtigung der laminaren Lauflängen eine Verringerung des Rotorleistungsbedarfs von 3- 5%. Der Rotorschub bleibt von der laminaren Strömung praktisch unbeeinflusst.
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Numerical wind potential analysis in urban environments
(2024) Grün, Maximilian von der; Krämer, Ewald (Prof. Dr.-Ing.)
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Simulation der instationären Strömung um das Stratosphärenobservatorium SOFIA
(2009) Schmid, Sven; Krämer, Ewald (Prof. Dr.-Ing.)
Die Überströmung von Hohlräumen (engl. Cavities) ist in der Regel durch selbsterregte, instationäre Druckfluktuationen gekennzeichnet. Ziel dieser Arbeit ist die Simulation und die Charakterisierung der bei der Überströmung des SOFIA-Teleskopschachts auftretenden instationären Phänomene mittels URANS- und DES-Verfahren, sowie die Untersuchung von Methoden zur passiven Beeinflussung der Strömung und der Wechselwirkung mit akustischen Resonanzen. Da die äußerst komplexe Interaktion der beteiligten Phänomene eine große Herausforderung für die im Rahmen dieser Arbeit angewandten Rechenverfahren darstellt, wird deren Gültigkeit durch Vergleich mit experimentellen Daten geprüft und die verfahrensbedingten Unsicherheiten werden bewertet. Um den erforderlichen Rechenaufwand der numerischen Strömungssimulationen in Grenzen zu halten, erfolgt im ersten Teil der Arbeit eine Vielzahl der Untersuchungen am Beispiel abstrahierter zweidimensionaler Konfigurationen. Aufgrund der Zweidimensionalität des zu selbsterhaltenden Druckfluktuationen führenden Feedback-Mechanismus ist diese Vereinfachung für bestimmte Cavitykonfigurationen unter Umständen zulässig. Im Fall der hier betrachteten Cavities werden sowohl die Amplituden als auch die Frequenzen der periodischen Druckfluktuationen von diesem vereinfachten Modell im Vergleich zur Messung sehr gut wiedergeben. Die verhältnismäßig simple Geometrie der untersuchten Cavitykonfigurationen ermöglicht die Verwendung von strukturierten Rechengittern und den Einsatz effizienter Lösungsalgorithmen. Durch parametrische Variation verschiedener Größen der Anströmung bzw. der Geometrie lassen sich fundamentale Einflüsse der Anströmmachzahl, des Verhältnisses von Länge zu Tiefe oder des Grenzschichtaufbaus auf die Strömung untersuchen. Separate Akustiksimulationen, basierend auf der Lösung der homogenen Helmholtzgleichungen im Inneren der betrachteten Cavity, ermöglichen ein vertieftes Verständnis der Wechselwirkungen zwischen den Phänomenen der Strömung und den angeregten akustischen Resonanzen. Die Erkenntnisse dieser Vorarbeiten werden im zweiten Teil der Arbeit auf die Untersuchungen der instationären Umströmung der komplexen SOFIA-Flugzeugkonfiguration übertragen. SOFIA ist ein deutsch-amerikanisches Projekt zur Erforschung astronomischer Objekte im infraroten Spektralbereich mit Hilfe eines im Rumpf einer Boeing 747-SP untergebrachten Spiegelteleskops. Während der Beobachtung in Stratosphärenhöhe wird der Flugzeugrumpf im Bereich des Teleskops geöffnet. Die Überströmung des Telskopschachts zeigt die allgemein typischen Phänomene der instationären Cavityströmung, die im Fall der hier betrachteten SOFIA-Konfiguration die Teleskopstruktur zu Schwingungen anregt und damit die Beobachtungsqualität beeinträchtigt. Im Rahmen dieser Arbeit wurde die instationäre Umströmung der gesamten SOFIA-Flugzeugkonfiguration inklusive Spiegelteleskop und Cavity mittels URANS und DES simuliert. Der Vergleich der Ergebnisse der URANS-Simulationen mit experimentellen Windkanaldaten zeigt, dass die dominanten niederfrequenten periodischen Druckfluktuationen dieser äußerst komplexen, dreidimensionalen und instationären Strömung vom Verfahren gut wiedergegeben werden. Geringe Unsicherheiten zeigen sich in den berechneten Amplitudenwerten, insbesondere im höherfrequenten Bereich. Die Detached-Eddy-Simulation hingegen liefert auch bei höheren Frequenzen eine hervorragende Übereinstimmung mit den Messwerten. Die Ergebnisse der separat durchgefühten Akustiksimulation deuten auch im Fall der SOFIA-Konfiguration auf die Wechselwirkung zwischen der instationären Strömung und akustischen Resonanzen hin. Die URANS-Simulationen wurden auf hybriden Rechengittern durchgeführt, die aus Prismen, Tetraedern und Pyramiden aufgebaut sind. Für die DES-Simulation wurde im Bereich der Scherschicht zusätzlich ein strukturierter Block mit nahezu isotropen Hexaederzellen eingefügt. Der Einfluss der Türposition auf die Strömungsvorgänge im Teleskopschacht wird anhand von URANS-Simulationen an Modellen mit unterschiedlichem Öffnungsgrad aufgezeigt. Eine der größten Unsicherheiten des SOFIA-Projektes stellt der partiell geöffnete SOFIA-Teleskopschacht während des Öffnungs- bzw. Schließvorgangs der Tür sowie im Fall eines möglichen Versagens des Türantriebs dar, da hierfür nur unzureichend Windkanaldaten vorhanden sind. Zur Kontrolle der Strömung wird im Rahmen der vorliegenden Arbeit das Konzept von stromauf der Cavity angebrachten Wirbelgeneratoren untersucht, die eine Stabilisierung der Scherschicht, und dadurch eine Abschwächung der akustischen Resonanzmoden im Teleskopschacht bewirken. Weiterhin werden mittels Akustiksimulationen verschiedene Konzepte zur Verschiebung der Resonanzfrequenzen untersucht, die auf der Modifikation der Cavitygeometrie beruhen. Ziel dieser Maßnahme ist es, den Abstand zwischen den charakteristischen Frequenzen der akustischen Störungen und den Resonanzen der Teleskopstruktur zu erhöhen.
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Three-dimensional flow in the root region of wind turbine rotors
(Kassel : kassel university press, 2018) Bangga, Galih; Krämer, Ewald (Prof. Dr.-Ing.)
This book presents the state of the art in the analyses of three-dimensional flow over rotating wind turbine blades. Systematic studies for wind turbine rotors with different sizes were carried out numerically employing three different simulation approaches, namely the Euler, URANS and DDES methods. The main mechanisms of the lift augmentation in the blade inboard region are described in detail. The physical relations between the inviscid and viscous effects are presented and evaluated, emphasizing the influence of the flow curvature on the resulting pressure distributions. Detailed studies concerning the lift augmentation for large wind turbine rotors are considered as thick inboard airfoils characterized by massive separation are desired to stronger contribute to power production. Special attention is given to the analyses of wind turbine loads and flow field that can be helpful for the interpretation of the occurring physical phenomena. The book is aimed at students, researchers, engineers and physicists dealing with wind engineering problems, but also for a wider audience involved in flow computations.
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Untersuchungen zum externen und internen Strömungsfeld eines Scramjet Triebwerkseinlaufs bei unterschiedlichen Betriebspunkten
(2009) Häberle, Jürgen; Krämer, Ewald (Prof. Dr.-Ing.)
Die vorliegende Arbeit entstand im Rahmen des Graduiertenkollegs 1095/1 „Aerothermodynamische Auslegung eines Scramjet Antriebssystems für zukünftige Raumtransportsysteme“ und befasst sich mit der experimentellen Untersuchung des Strömungsfelds eines Scramjet-Einlaufsystems unter aerodynamischen und aerothermodynamischen Gesichtspunkten. Wesentliche Ziele der Arbeit bestanden darin, die Stoß-Grenzschicht-Interaktion im Halsbereich zu untersuchen und ein umfassendes Verständnis der aerodynamischen und aerothermodynamischen Vorgänge im externen und insbesondere im internen Strömungsfeld eines Scramjet-Einlaufs zu erlangen. Hierzu wurden zwei unterschiedliche Einläufe bei Ma = 6 und Ma = 7 untersucht. Um die auftretenden Strömungstopologien untersuchen zu können, wurden diverse Messtechniken eingesetzt. Hierzu zählte die Messung des statischen Druckes an der Ober- und Unterseite entlang der Mittellinie der Einläufe und die Messung des Pitotdruckes in der Brennkammereintrittsebene. Zusätzlich wurde mit Hilfe einer Drossel der vom Einlauf gefangene Massenstrom bestimmt sowie der simulierte Brennkammergegendruck variiert. Die Innenströmung wurde optisch mit Hilfe von Schattenaufnahmen visualisiert. Mit Hilfe der Infrarot-Thermographie wurde die zeitliche Entwicklung der Oberflächentemperatur der Isolatorseitenwand und der externen Rampen gemessen, im Rahmen der Datenauswertung wurde hieraus die Wärmestromdichte berechnet und anschließend die dimensionslose Stantonzahl dargestellt. Im Rahmen dieser Arbeit wurde erstmals am H2K die IR-Thermographie auf interne Strömungsfelder angewendet und ausgewertet. Die Veränderung der Strömungstopologie mit einhergehender Variation der aerothermodynamischen Belastung konnte für verschiedene Betriebszustände und Konfigurationen anhand der 2D-Verteilung der Stantonzahl entlang der Isolatorseitenwand dargestellt und diskutiert werden. Zur Untersuchung der Stoß-Grenzschicht-Interaktion im Halsbereich waren beide Modelle mit einer optionalen passiven Absaugung im Halsbereich ausgestattet. Hierdurch war es möglich, die Veränderung der Strömungstopologie bei starker Stoß-Grenzschicht-Interaktion mit dem Fall geringer (keiner) Stoß-Grenzschicht-Interaktion zu vergleichen. Um das Betriebsverhalten der Einlaufsysteme zu untersuchen und insbesondere die sich verändernden Strömungsbedingungen am Brennkammereintritt zu quantifizieren, wurde mit Hilfe der Drossel das Gegendruckverhältnis variiert. Die Erhöhung des statischen Druckes am Ende des Isolators führte zu einem Druckanpassungsgebiet im Isolator. Im Bereich dieses Druckanpassungsgebietes kam es zur Aufdickung bzw. im Extremfall zur Ablösung der Grenzschicht und damit zur Bildung komplexer Stoßstrukturen und der Ausbildung eines inhomogenen Strömungsfeldes in der Brennkammereintrittsebene. Das Verhalten des Scramjet-Einlaufs bei unterschiedlichen Anstellwinkeln wurde speziell unter dem Gesichtspunkt der Variation des gefangenen Massenstroms und der Veränderung der Druckverteilung untersucht. Zusätzlich zu den 2D-Einlaufuntersuchungen wurden für den neu ausgelegten Einlauf Untersuchungen bei erhöhter Innenkompression durchgeführt. Hierbei wurde die Innenkompression in zwei Schritten bis über das Startkriterium nach Kantrowitz hinaus erhöht. Die Erhöhung der Innenkompression erfolgte durch eine Verringerung der Breite des internen Strömungskanals. Hierbei wurde ein ausgeprägter dreidimensionaler Charakter der Strömung beobachtet. Die Veränderung des Strömungsfeldes im Vergleich zum 2D-Einlauf wurde anhand der statischen und Pitotdruckmessungen aufgezeigt. Abschließend wurde in dieser Arbeit das Auswerteverfahren zur Bestimmung der Wärmestromdichte und der daraus berechneten dimensionslosen Stantonzahl erweitert. Zu diesem Zweck wurde exemplarisch für die Basiskonfiguration des GK-Einlaufs die gemessene Temperaturverteilung mit Hilfe eines FEM ANSYS Modells ausgewertet. Dies ermöglichte die dreidimensionale Auswertung der gemessenen zeitabhängigen Oberflächentemperatur. Die Unterschiede zum bisherigen 1D-Auswerteverfahren konnten dargestellt und ausführlich diskutiert werden.