Aerothermodynamische Untersuchungen facettierter Raumfahrzeuge unter Wiedereintrittsbedingungen

Abstract

Gegenstand der vorliegenden Arbeit ist die aerothermodynamische Untersuchung scharfkantiger Wiedereintrittsfahrzeuge unter Durchführung gekoppelter Strömungs-Struktur-Berechnungen, mit denen die Interaktionen zwischen dem hypersonischen Strömungsfeld und der Fahrzeugstruktur erfasst werden.

Der Schwerpunkt der Arbeit liegt dabei auf der Auswertung des Flugexperimentes SHEFEX (Ma=6). Hierzu findet zunächst eine Sensitivitätsanalyse statt, die zur Identifizierung und Quantifizierung von möglichen Fehlerquellen bzw. Unsicherheiten beiträgt. In diesem Zusammenhang werden unterschiedliche Einflussfaktoren wie Atmosphärenmodelle, Einbaubedingungen und Überstände der Wärmeflusssensoren, Reaktionsverhalten der Thermoelemente, numerische Diskretisierungsfehler usw. untersucht. Für die numerische Berechnung der gesamten Wiedereintrittstrajektorie von SHEFEX wird ein gekoppeltes Strömungs-Struktur-Berechnungsverfahren angewendet, um die Wechselwirkung zwischen der Fahrzeugstruktur und dem Strömungsfeld zeitgenau analysieren zu können. Bei Berücksichtigung der Ergebnisse der Sensitivitätsanalyse ergeben sich für die numerischen Berechnungen der Druck-, Wärmestromdichte- und Temperaturverteilungen sehr gute Übereinstimmungen mit den experimentellen Daten. Die Berechnungen liefern damit das aerothermodynamische Verhalten von SHEFEX während des Fluges, womit eine umfangreiche Datenbank für ein scharfkantiges Raumfahrzeug bereitgestellt werden kann. Außerdem ist den Berechnungsergebnissen entnehmbar, dass das verwendete Thermalschutzsystem, bestehend aus einfach geformten Platten, dem Wiedereintrittsexperiment standhielt.

Basierend auf den Ergebnissen der Flugauswertung von SHEFEX und der Validierung des dabei genutzten Kopplungsansatzes wird die Anwendbarkeit scharfkantiger Fahrzeugformen unter orbitalen Wiedereintrittsbedingungen analysiert, um eine reale Wiedereintrittsmission zu berücksichtigen. Der entworfene Raumtransporter zeichnet sich durch eine einfache Formgebung und günstige aerodynamische Flugeigenschaften aus. Für dieses Fahrzeug resultiert aus entsprechenden Bahnanalysen ein kritischer Flugzustand (Ma=22), der in den Berechnungen als stationärer Flugpunkt angenommen wird, woraus sich eine maximale Aufheizung des Fahrzeugs ergibt. Das Ergebnis hierzu ist, dass die Fahrzeugtemperaturen ausschließlich in der spitzen Körpernase die Grenzwerte des angenommenen TPS-Materials (C/C-SiC) überschreiten.

Die Ergebnisse der Flugauswertung von SHEFEX und die Berechnungen für das Fahrzeug unter orbitalen Wiedereintrittsbedingungen zeigen die mögliche Anwendbarkeit facettierter Raumahrzeuge bei hoher aerodynamischer Leistung und moderater aerothermodynamischer Belastung.

The present work focuses on the aerothermodynamic analysis of sharp-edged spacecraft under re-entry conditions using coupled fluid-structure-computations in order to consider the interaction between the hypersonic flow field and the structure.

The main focus of the work is on the post-flight analysis of the re-entry experiment SHEFEX (Ma=6). This includes a sensitivity study in order to identify and quantify possible sources of errors and uncertainties respectively. In this context different parameters like atmosphere models, installation conditions and overhang of the heat flux sensors, response behaviour of the thermocouples, numerical discretization errors, etc. are investigated. For the numerical computation of the complete re-entry trajectory of SHEFEX a coupled flow-structure-procedure is applied in order to analysis time accurately the interaction between the structure of the vehicle and the flow field. Considering the results of the sensitivity study the numerical results of the pressure, heat flux, and surface temperature distributions offer a very good agreement in comparison with experimental data. The computations deliver aerothermodynamic behaviour of SHEFEX during the re-entry, constituting the first extensive data base for a sharp shaped aerospace vehicle. Furthermore, it is be shown that the design of the used thermal protection system based on simple shaped panels has resisted the re-entry loads.

Based on the results of the post-flight analysis of SHEFEX and the validation of the used coupled computation method the applicability of a sharp-shaped vehicle under orbital re-entry conditions (Ma=22) is analysed in order to consider a real re-entry mission. The self-designed vehicle is characterised by a simply shape geometry and favourable aerodynamic flight properties. For the vehicle a critical flight point is following by analyses of possible re-entry trajectories under orbital re-entry condition. This flight point is assumed as steady state for the numerical calculation in order to obtain maximum heating of the body. The temperatures of the vehicle exceed only on the sharp leading edge the critical value of the applied TPS-material (C/C-SiC).

The results of the post-flight analysis of SHEFEX and the computation of the sharp-shaped vehicle under orbital re-entry conditions outline the possible application of sharp-edged spacecraft with high aerodynamic performance and moderate aerothermodynamic loads.