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Experimentelle Untersuchungen zur Filmkühlung in Raketenbrennkammern

Arnold, Richard (2008) Experimentelle Untersuchungen zur Filmkühlung in Raketenbrennkammern. Dissertation, Universität Stuttgart.

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Official URL: http://www.cuvillier.de/flycms/de/html/30/-UickI3zKPS,7c00=/Buchdetails.html?SID=5SWnCjhd7c16

Abstract

In hochbelasteten Raketenantrieben kann durch den Einsatz von Filmkühlung eine signifikante Reduzierung der thermischen und strukturellen Belastungen bei einem gleichzeitig akzeptablen Leistungsverlust erfolgen. Typisch für das Prinzip der Filmkühlung dabei ist, dass nicht nur der Bereich der Filmausblasung vor Heißgaseinfluss geschützt wird, sondern auch stromabwärts eine Kühlwirkung auftritt. Moderne Erststufenantriebe verwenden Filmkühlung nicht nur am Einspritzkopf (z. B. Vulcain 2, SSME), wobei das gasförmige oder flüssige Kühlfluid entweder durch Schlitze ausgeblasen werden kann oder die Kühlwirkung durch ein verringertes Mischungsverhältnis in Wandnähe erzeugt wird, sondern auch im Bereich des engsten Querschnitts (z. B. RD-170) oder in der Düsenerweiterung (z. B. Vulcain 2). Im Rahmen dieser Arbeit wurde die Effektivität der Filmkühlung in einer mit der Treibstoffkombination LOX/GH2 betriebenen Modellraketenbrennkammer untersucht. Im Hinblick auf aktuelle Erststufenantriebe wie das europäische Vulcain 2 wurden Brennkammerdrücke bis zu 120 bar verwirklicht. Die Effektivität des ausgeblasenen Kühlfilms wurde sowohl in axialer als auch in Umfangsrichtung bestimmt, wobei neben Oberflächenthermoelementen auch Wandthermoelemente zum Einsatz gekommen sind. Der Einfluss typischer Parameter der Filmkühlung wie Ausblaserate, Geschwindigkeitsverhältnis und Schlitzhöhe wurde bei Vulcain 2-ähnlichen Betriebsbedingungen erforscht. Zwei unterschiedliche Filmleger sind für die vorliegenden Untersuchungen entwickelt und gebaut worden, um einen Kühlfilm sowohl in Injektornähe als auch am Beginn des Düsensegmentes vor dem engsten Querschnitt auszublasen. Sämtliche experimentellen Untersuchungen wurden dabei am Europäischen Forschungs- und Technologieprüfstand P8 des DLR Lampoldshausen durchgeführt. Für die Beschreibung der Effektivität der Filmkühlung wird in der Literatur die adiabate Wandtemperatur als Referenztemperatur verwendet. Diese Definition ist jedoch durch die hohen Verbrennungstemperaturen für den Einsatz in einer Hochleistungsraketenbrennkammer nicht geeignet, da die adiabaten Wandtemperaturen weit über den zulässigen Temperaturen sämtlicher eingesetzten Werkstoffe liegen. Für die Beschreibung der Filmkühlung in einer regenerativ- und filmgekühlten Raketenbrennkammer ist deshalb die Einführung einer neuen Definition für einen Filmwirkungsgrad notwendig. Dabei wird die durch die Filmeinwirkung erreichte Temperaturabsenkung auf eine maximal mögliche Reduzierung der Wandtemperatur bezogen. Keines der existierenden Filmkühlungsmodelle berücksichtigt die in Raketenbrennkammern auftretenden extremen Bedingungen wie große Temperaturunterschiede zwischen Heißgas und Kühlfilm sowie variable Stoffparameter in Verbindung mit einer reagierenden, turbulenten Strömung. Hohe Reynoldszahlen und Rekombinationseffekte aufgrund Dissoziation in Wandnähe sorgen für zusätzliche Erschwernisse bei der analytischen Beschreibung der Filmkühlung. Während in den meisten Modellen von gleichen oder ähnlichen Fluiden in Haupt- und Filmströmung ausgegangen wird, unterscheiden sich die Stoffwerte von Heißgas und Filmströmung in einer Raketenbrennkammer stark. Basierend auf einem existierenden Wärmesenkemodell konnte eine Beschreibung für das Verhalten der Filmkühlung in einer regerativ- und filmgekühlten Raketenbrennkammer gefunden werden, das über einen weiten Bereich von Brennkammerdruck und Ausblaserate eine gute Vorhersage der Filmkühleffektivität im zylindrischen Brennkammersegment erlaubt. Die Korrekturen gegenüber dem Originalmodell betreffen dabei hauptsächlich eine Reduzierung des Einflusses der Film-Reynoldszahl und eine stärkere Gewichtung der lokalen Position stromabwärts der Ausblasestelle sowie der Ausblaserate. Für die Untersuchungen der Filmkühleffektivität im zylindrischen Brennkammersegment wurde ein den Einspritzkopf umschließender Filmleger eingesetzt. Die Filmausblasung erfolgte dabei mittels zehn gleichmäßig über den Umfang verteilten Einzelschlitzen, die sich an den Winkelpositionen der äußeren Koaxialinjektoren orientierten. Dabei konnte aus Superpositionsgründen ein periodischer Verlauf der gemessenen Filmkühleffektivität mit maximalem Wirkungsgrad zwischen den äußeren Koaxialinjektoren sowie den Filmausblaseschlitzen und minimalem Wirkungsgrad direkt stromabwärts dieser festgestellt werden. Die Filmkühleffektivität bei beschleunigter Strömung wurde mittels eines vor dem Düsensegment in die Brennkammer integrierten Filmlegers analysiert. Im Gegensatz zum injektornahen Filmleger wurde hier ein in Umfangsrichtung annäherend kontinuierlicher Kühlfilm ausgeblasen. Experimentelle Untersuchungen haben eine deutliche Temperaturabsenkung durch die Filmeinwirkung nicht nur im Bereich vor dem engsten Querschnitt des Düsensegments, sondern auch im divergenten Teil gezeigt. Sowohl im zylindrischen Bereich der verwendeten Modellbrennkammer als auch im Düsensegment bei beschleunigter Strömung konnte ein deutlicher Rückgang der Wärmestromdichte in der Brennkammerwand festgestellt werden. Schon vergleichsweise kleine Filmmassenstromanteile in der Größenordnung von einigen Prozent des Gesamtmassenstroms erzielten eine deutliche Senkung der thermischen Belastung der Brennkammerwand und haben das große Potenzial der Filmkühlung für einen Einsatz in thermisch hochbelasteten Brennkammerstrukturen aufgezeigt.

Document Type:Thesis (Dissertation)
Title:Experimentelle Untersuchungen zur Filmkühlung in Raketenbrennkammern
Authors:
AuthorsInstitution or Email of Authors
Arnold, RichardUNSPECIFIED
Date:December 2008
Number of Pages:208
Status:Unpublished
Keywords:Film cooling, high pressure combustion, subscale rocket combustion chamber
Institution:Universität Stuttgart
Department:Institut für Thermodynamik der Luft- und Raumfahrt
HGF - Research field:Aeronautics, Space and Transport (old)
HGF - Program:Space (old)
HGF - Program Themes:W RP - Raumtransport
DLR - Research area:Space
DLR - Program:W RP - Raumtransport
DLR - Research theme (Project):W - Antriebsystemtechnik - Schubkammertechnologie und Hochdruckverbrennung (old)
Location: Lampoldshausen
Institutes and Institutions:Institute of Space Propulsion
Deposited By: Richard Arnold
Deposited On:13 Jan 2009
Last Modified:27 Apr 2009 15:43

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