Für zukünftige hypersonische Raumtransportsysteme stellt der Staustrahlantrieb eine vielversprechende Alternative zu den herkömmlichen Raketenantrieben dar. Aus diesem Grund wurden in den letzten Jahrzehnten verschiedene nationale und internationel Foschungsprogramme mit dem Ziel durchgeführt, dieses Antriebskonzept zur Anwendungsreife zu bringen. Im Graduiertenkolleg Aero-Thermodynamische Auslegung eines SCRamjet-Antriebssystems für zukünftige Raumtransportsysteme sollen sowohl experimentell als auch numiersch die Grundlagen geschafen werden, um einen SCRamjet-Demonstrator auf eine konkrete Anwendung hin entwicklen zu können. Im Rahmen dieses Forschungsprogrammes wurden in dieser Arbeit experimentelle Untersuchungen an einer SCRamjet-Brennlammer durchgeführt und ein eindimensionales Modell zur Beschreibung der Brennkammerströmung entwickelt. Die Experimente wurden an einer im Dual-Mode-Betrieb arbeitenden Modellbrennkammer durchgeführt. In diesem Betriebszustand beeinflussen sich die Verbrennung und sekundären Effekte wie zum Beispiel Grenzschichtablösung oder Stoß-Grenzschicht-Wechselwirkungen gegenseitig. Deren Zusammenspiel wurde im Hinblick auf verschiedene Einflußfaktoren wie bsp. dem Äquivalenzverhältnis, den Betriebsbedingungen oder der Geometrie der Brennkammer untersucht. Die in dieser Arbeit zusammengefaßten theoretischen Grundlagen ermögichen es, die experimentell gefundenen Ergebnisse qualitativ auf den reien SCRamjet-Betrieb, wie er innerhalb des Graduiertenkollegs vorgesehen ist, zu übertragen. Da die quantitative Übertragbarkeit nicht vollständig gewährleistet ist, wurde zur Auslegung und Gesamtsystemanalyse des SCRamjet-Demonstrators ein eindimensionaler Ansatz entwickelt, mit dessen Hilfe die reaktive Strömung in der Brennkammer berechnet werden kann. Dieser wurde einer eingehenden Verifikation und Validierung unterzogen. Dazu wurde neben verschiedenen experimentellen Untersuchungen auch dreidimensionale numerische Simulation herangezogen. Diese bestätigte die Anwendbarkeit des Ansatzes bei der Berechnung von SCRamjet-Brennkammerströmungen durch eine sehr gute qualitative und auch quantitative Übereinstimmung.

    SCRamjet powered space transportation systems have a great potential to be a future alternative to common rocket based systems. In the recent decades several national and international research programs were carried out to bring a SCRamjet system into flight. Within the research programme GRK 1095 Aero-Thermodynamic Design of a SCRamjet Prapulsion System several subprojects deal with the design of an integrated SCRamjet propulsion system covering inlet, combustor, and nozzle. The present thesis focuses on the experimental investigation and numerical simulation of the flow phenomena and the combustion in a SCRamjet-combustor. The experiments were conducted within the dual-mode operation condition of the combustor. They showed that different combustion modes exist. But only the strong combustion mode finds relevance for real flight. The strong combustion and its accompanied heat release depends on various infIuence factors, but in particular on the fuel equivalence ratio. Depending on the operating condition also several secondary effects dominate the combustor flow. These are boundary layers and shock waves, which lead to strang shockjboundary layer interactions. The infI.uence factors were investigated especially with respect to these secondary effects. The ignition mechanism, which causes the strong combustion mode was investigated and described in detail. The assumption of a stable detonation wave travelling upstream was disproved. In fact, pressure measurements reveal, that the transition mechanism is supposed to be a quasi-detonation wave, even though it could not be substantiated conclusively. Both, the weak and the strong combustion mode, are caused by turbulent combustion whith depends on subsopjc regions in the flow. Due to Pigh heat release in the divergent part of the combustor, the flow is choked localy and re-accelerated to supersonic speed. A detailed summary of the theoretical fundamentals concerning the combustor flow phenomena was developed, in order to deduce information of SCRamjet-mode operation from the experimental investigations. But more detailed data is needed for performance analysis and overall system analysis. Therefore, a one-dimensional method was developed and optimized to describe the combustor flow numerically. This method had to be as general as possible to cover a wide range of SCRamjet-mode operating conditions. Therefore, the mixing and combustion processes have to be modelled. In the present approach injection and mixing are decoupled to capture mixing efficiency and combustion efficiency properly. There are two different mechansims to calculate the combustion. On the one hand there is an equilibrium mechanism to simulate the strong combustion and on the other hand there is a non-equilibrium mechanism which uses finite rate chemistry and covers less important combustion modes.


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    Titel :

    Untersuchungen zur Verbrennung in einer SCRamjet-Brennkammer


    Beteiligte:

    Erschienen in:

    Erscheinungsdatum :

    2010


    Format / Umfang :

    163 Seiten, Bilder, Tabellen, Quellen



    Medientyp :

    Hochschulschrift


    Format :

    Print


    Sprache :

    Deutsch