Vorhersage von Flammenlängen in Raketenbrennkammern

Abstract

Häufig werden in Raketenbrennkammern koaxiale Injektoren zum Einspritzen von Treibstoff und Oxi- dator verwendet, um eine effiziente Verbrennung mit kurzer Flamme zu ermöglichen. Zwischen dem inneren Oxidator- und dem äußeren Treibstoffstrom bildet sich eine Scherschicht aus, in der eine Diffu- sionsflamme brennt. Damit die Verbrennung vollständig in der Brennkammer ablaufen kann, muss die Kammer ausreichend lang sein. Es ist somit notwendig im Voraus die Flammenlänge vorhersagen zu können, um die entsprechende Brennkammerlänge zu bestimmen. Ziel dieser Arbeit ist die numerische Vorhersage von Flammenlängen in Raketenbrennkammern und der Vergleich mit experimentellen Ergeb- nissen. Dazu wurden die von Schumaker gewonnenen experimentellen Daten herangezogen. Diese wurden am Michigan Single Element Rocket Injector Experiment an einer Laborbrennkammer aufgenommen. Für die Verbrennung wurden Wasserstoff und Sauerstoff gasförmig bei Raumtemperatur eingespritzt. Des Weiteren wurden die Einströmbedingungen in den Experimenten so gewählt, dass bei konstantem Brennkammerdruck und konstantem Dichteverhältnis das Geschwindigkeitsverhältnis zwi- schen den beiden Fluiden gezielt geändert wurde. Häufig werden in Raketenbrennkammern koaxiale Injektoren zum Einspritzen von Treibstoff und Oxi- dator verwendet, um eine effiziente Verbrennung mit kurzer Flamme zu ermöglichen. Zwischen dem inneren Oxidator- und dem äußeren Treibstoffstrom bildet sich eine Scherschicht aus, in der eine Diffu- sionsflamme brennt. Damit die Verbrennung vollständig in der Brennkammer ablaufen kann, muss die Kammer ausreichend lang sein. Es ist somit notwendig im Voraus die Flammenlänge vorhersagen zu können, um die entsprechende Brennkammerlänge zu bestimmen. Ziel dieser Arbeit ist die numerische Vorhersage von Flammenlängen in Raketenbrennkammern und der Vergleich mit experimentellen Ergeb- nissen. Dazu wurden die von Schumaker gewonnenen experimentellen Daten herangezogen. Diese wurden am Michigan Single Element Rocket Injector Experiment an einer Laborbrennkammer aufgenommen. Für die Verbrennung wurden Wasserstoff und Sauerstoff gasförmig bei Raumtemperatur eingespritzt. Des Weiteren wurden die Einströmbedingungen in den Experimenten so gewählt, dass bei konstantem Brennkammerdruck und konstantem Dichteverhältnis das Geschwindigkeitsverhältnis zwi- schen den beiden Fluiden gezielt geändert wurde. Für die numerische Berechnung von RANS-Lösungen wird das TAU -Verfahren des DLR verwendet. Die numerischen Randbedingungen wurden so gesetzt, um das Michigan Single Element Rocket Injector Experiment möglichst realistisch nachzubilden. Aufgrund der Versuchsdurchführung in den Experimen- ten ist die Modellierung der Brennkammerwände von großer Bedeutung, da durch sie ein großer Teil der Verbrennungswärme abgeführt wird. Der Einfluss der Randbedingungen wird in dieser Arbeit genauer untersucht. Die Einströmbedingungen für Oxidator und Treibstoff wurden ebenfalls von Schumaker übernommen. Um einen größeren Bereich des Geschwindigkeitsverhältnisses abzudecken, wurden zusätz- liche Einströmbedingungen definiert. Schumaker postulierte in seiner Dissertation einen linearen Zusammenhang zwischen dem Geschwin- digkeitsverhältnis und der Flammenlänge. Bei den numerischen Rechnungen mit TAU zeigt sich hingegen, dass nur für einen kleinen Bereich des Geschwindigkeitsverhältnisses der Verlauf der Flammenlänge linear ist. Für größere Geschwindigkeitsverhältnisse läuft die simulierte Flammenlänge in einen Grenzwert.