Untersuchungen zum externen und internen Strömungsfeld eines Scramjet Triebwerkseinlaufs bei unterschiedlichen Betriebspunkten

Abstract

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.

The present work was performed as part of the Graduate College 1095/1 “Aerothermodynamic Design of a Scramjet Propulsion System for Future Space Transportation Systems” and addresses the experimental investigation of the flow field of a Scramjet inlet system, giving special consideration to aerodynamic and aerothermodynamic aspects. The main goals of this work were to investigate the shock boundary layer interaction close to the throat, and to gain a comprehensive understanding of the aerodynamic and aerothermodynamic aspects particularly concerning the internal, but also the external, flow field of a Scramjet inlet. To achieve this, two different inlets were investigated at Ma = 6 and Ma = 7. To investigate the different emerging flow topologies, several measurement techniques were used. Among others, one was the measurement of the static pressure at the upper and lower wall in the center line of the different inlets and the measurement of the Pitot pressure at the defined combustion chamber interface plane. In addition, the captured mass flow of the inlet was measured by means of a conical plug which was also used to simulate different combustion chamber pressures. The internal flow field was investigated by an optical shadow visualization set-up. The use of Infrared Thermography allowed the time-dependent measurement of the variation in surface temperature of the isolator inner wall and the external ramps. After data reduction, the wall heat flux was evaluated and plotted as the non-dimensional Stanton number. For the first time, the application and evaluation of the IR-Thermography to internal flow fields at the H2K was accomplished in this work. The variation in flow topology in combination with a variation of the aerothermodynamic loads could be visualized and discussed for different operating conditions and inlet configurations, based on 2D-plots of the Stanton number distribution on the side wall of the isolator. To investigate the shock boundary layer interaction in the throat, both models were equipped with an optional passive boundary layer bleed in the throat. This allowed the flow topology with strong shock boundary layer interaction to be compared with the one with weak or no shock boundary layer interaction. To investigate the inlet behavior at different operating conditions and to quantify the change in flow parameters at the combustion chamber interface plane, the back pressure was increased by means of the conical plug. The increase of the static pressure at the end of the isolator led to a region in which the pressure adapted to the increased pressure at the end of the isolator. In this area, the thickness of the boundary layer increased and in an extreme event completely separated from the wall. Both events led to complex shock structures in the isolator and an inhomogeneous flow field in the combustion chamber interface plane. In addition, the scramjet inlet was investigated at different angles of attack with special attention to the change in captured mass flow and the variation in the pressure distribution. In addition to the 2D-inlet investigation, the new inlet was investigated at different increased internal contraction ratios. The internal contraction ratio was increased in two steps beyond the self-starting limit of Kantrowitz. The increase in internal contraction ratio was accomplished by a reduction in width of the internal flow channel. This led to an extensively 3D-flow regime. The variation of the flow field in comparison to the 2D-inlet was analyzed by means of static wall pressure distributions and Pitot pressure measurements. Finally, the data reduction method for both the calculation of the heat transfer and the thereafter calculated non-dimensional Stanton number were enhanced. To demonstrate this, the measured temperature distribution for the basic GK-01 inlet configuration was evaluated exemplarily with the help of a FEM ANSYS model. This allowed the 3D-examination of the measured, time-dependent surface wall temperatures. The differences to the 1D-data reduction method used so far are presented and discussed in detail.