Behandlung von Strömungsproblemen in Raketendüsen bei Überexpansion

Abstract

Die vorliegende Arbeit untersucht die strömungsmechanischen Ursachen der bei Strömungsablösung in Raketendüsen beobachteten Seitenkräfte und gibt Hinweise zu ihrer Quantifizierung. Zunächst werden die im Abgasstrahl von überexpandierten Düsenströmungen auftretenden Stoßmuster analysiert. In gekürzten idealen Düsen tritt wie erwartet nur die reguläre oder Machreflexion des Überexpansionsstoßes an der Düsenlängsachse auf. Im Gegensatz dazu kann sich im Abgasstrahl einer schuboptimierten Düse ein drittes, bisher unbekanntes und nun als 'Kappenmuster' bezeichnetes Stoßmuster einstellen, welches sich als inverse Machreflexion des in schuboptimierten Düsen erzeugten inneren Stoßes deuten läßt. Für den Fall der Freistrahlablösung wird ein Modell zur Bestimmung des Ablösepunktes vorgeschlagen. Es wird gezeigt, daß die weniger erforschte Ablösung mit Wiederanlegen anders als bisher angenommen durch die Konturgebung der Düse bedingt ist. Sie tritt nur in schuboptimierten Düsen bei Existenz eines Kappenmusters auf, weil dieses die abgelöste Strömung in Richtung Düsenwand umlenkt und so zum Wiederanlegen führt. Videoanalysen und numerische Simulationen weisen die Ablösung mit Wiederanlegen erstmals auch in Großtriebwerken nach. Beim Anfahren und Abschalten von schuboptimierten Düsen kann es zum Umschlag zwischen den beiden Ablösetypen kommen. Eigens durchgeführte Modellversuche zeigen, daß die mit Abstand größten Seitenkräfte im diesem Augenblick auftreten, weil der Umschlag asymmetrisch erfolgt. Seitenkraftmessungen aus Triebwerksversuchen belegen dies auch für Großtriebwerke. Folglich können Seitenkräfte durch die Verwendung einer gekürzten idealen anstatt einer schuboptimierten Kontur entscheidend verringert werden, weil dadurch das Wiederanlegen der abgelösten Strömung vermieden wird. In den Modellversuchen erzeugt dementsprechend eine schuboptimierte Düse fast dreimal so hohe Seitenkräfte wie eine vergleichbare gekürzte ideale Düse.

The present work investigates the aerodynamic causes of sideloads, which are observed in rocket nozzles with flow separation and takes first steps towards their quantification. First, the investigation analyses the shock patterns in the plume of overexpanded nozzle flows. As expected, only regular or Mach reflections of the overexpansion shock at the centreline occur in truncated ideal nozzles. However, in the plume of thrust-optimised nozzles a third and so far unidentified shock pattern can exist, named 'cap shock pattern' by this investigation. It can be interpreted as an inverse Mach reflection of the internal shock, inherent to thrust-optimised nozzles. A model to predict the separation location in the case of free shock separation is developed. The less investigated occurence of the restricted shock separation is other than expected due to the contouring of the nozzle. This separation type can only be found in thrust-optimised nozzles with cap shock pattern, because this pattern deflects the separated flow towards the nozzle wall and hence causes reattachment. Video analyses and numerical simulations prove for the first time the existence of restricted shock separation in full-scale rocket engines as well. At startup and shutdown of thrust-optimised nozzles, a transition between the two separation types can occur. Model tests show the greatest side loads by far are induced at this moment due to this transition occurring unsymmetrically. Side load measurements from full-scale engine tests support this finding. Hence, the magnitude of side loads can be dramatically decreased by using a truncated ideal instead of a thrust-optimised contour and thus preventing the occurence of restricted shock separation. In the model tests, a thrust-optimised nozzle experiences a side load almost three times higher than a comparable truncated ideal one.