Modellierung laminarer und turbulenter Flüssig-Sauerstoff/Wasserstoff-Sprayflammen unter kryogenen Hochdruckbedingungen

Abstract

Im Hinblick auf die technische Anwendung der Sprayverbrennung in Raketentriebwerken wird in dieser Dissertation die laminare und turbulente Verbrennung von Flüssig-Sauerstoff/Wasserstoff-Flammen unter kryogenen Hochdruckbedingungen behandelt. In Raketentriebwerken findet die Verbrennung im Flamelet-Bereich turbulenter Reaktionszonen statt. D.h., die Diffusionsflammenfronten können als ein Ensemble laminarer, gestreckter Flämmchen aufgefaßt werden, deren Struktur der der Gegenstromkonfiguration sehr ähnlich ist. Deshalb wird nach einer Einführung und einer Beschreibung der Grundgleichungen für reaktive Zwei-Phasen-Strömungen die Struktur laminarer Gas- und Sprayflammen in der Gegenstromkonfiguration mit numerischer Methoden untersucht. In dem zugrunde liegenden Modell werden detaillierte Chemie, detaillierter Transport, die Transporteigenschaften bei kryogenen Eintrittstemperaturen sowie die Druck- und Temperaturabhängigkeit des Phasengleichgewichts berücksichtigt. Die Ergebnisse werden in Flammenbibliotheken niedergelegt. Das Modell ermöglicht die Bestimmung von Verlöschbedingungen, die für die Simulation turbulenter Spraydiffusionsflammen mittels eines Flamelet-Ansatzes grundlegend sind. Für die Berechnung turbulenter Flüssig-Sauerstoff/Wasserstoff-Sprayflammen wird ein System gemittelter zweidimensionaler Gasphasen-Erhaltungsgleichungen gelöst, welche Quellterme des Phasenaustauschs beinhalten und durch das k-e-Turbulenzmodell geschlossen werden. Die Phasenaustauschterme werden mit Spraygleichungen berechnet. Gas- und Flüssig-Phase sind durch einen Euler-Lagrange Formalismus gekoppelt. Die in dieser Arbeit berechnete Gasflammenbibliothek wird bei der Bestimmung mittlerer Massenbrüche verwendet. Von der DLR Lampoldshausen durchgeführte Experimente an einer Mikrobrennkammer liefern Startwerte für die Berechnung und werden für einen Vergleich mit numerischen Ergebnisse herangezogen. With respect to the technical application of spray combustion in rocket engines in this thesis the laminar and turbulent combustion of liquid oxygen/hydrogen spray flames at cryogenic high pressure conditions is treated. The combustion in rocket engines takes place in the flamelet regime of turbulent reaction zones. I.e. the diffusion flame fronts are interpreted as an ensemble of small laminar, streched flames with a structure similar to the counterflow configuration. Therefore, after an introduction and the description of the basic equations for reactive two phase flows the structure of laminar gas and spray flames in the counterflow configuration is determined. In the model detailed chemistry, detailed transport, the transport properties at cryogenic inlet temperatures, and the pressure and temperature dependence of the phase equilibrium are considered. The results are stored in flamelet libraries. The model allows the determination of the conditions for flame extinction which are relevant for the simulation of turbulent spray diffusion flames with the flamelet model. For the calculation of turbulent liquid oxygen/hydrogen spray flames a system of mean two-dimensional gas phase conservation equations is solved, which contain terms for the phase exchange and are closed through the k-e turbulence model. The phase exchange terms are calculated with spray equations. Gas and liquid phase are coupled through an Euler-Lagrange formalism. In this work the calculated gas flame library is used to determine the mean mass fractions. Experiments of the DLR Lampoldshausen at a micro combustion chamber give starting values for the calculation and are used for a comparison with numerical results.