Numerische Untersuchung des Wärmeübergangs in einer mit grüner hypergoler Treibstoffkombination betriebenen Raketenschubkammer

Abstract

Hypergole Treibstoffkombinationen entzünden sich selbstständig und spontan beim Kontakt von Oxidator und Brennstoff, sodass keine externen Zündsysteme benötigt werden. Konventionelle hypergole Treibstoffkombinationen, etwa bestehend aus Monomethylhydrazin und Distickstofftetroxid, sind jedoch meist hochtoxisch, karzinogen und weisen zudem einen hohen Dampfdruck auf, sodass erhebliche Sicherheitsvorkehrungen im Umgang notwendig sind. Daher wird an neuartigen „grünen“ hypergolen Treibstoffkombinationen (Green Propellants) geforscht, die sich durch ihr deutlich verringertes Gefährdungspotential und den damit einhergehenden einfacheren Umgang auszeichnen. Eine vielversprechende grüne hypergole Treibstoffkombination – genannt Hypergolic Ionic Propellant 11 (HIP_11) – wurde am DLR-Institut für Raumfahrantriebe entwickelt und basiert auf hochkonzentriertem Wasserstoffperoxid als Oxidator und einer ionischen Flüssigkeit namens 1-Ethyl-3-methylimidazolium Thiocyanat (EMIM SCN) als Brennstoff. Um den auf die Brennkammerwand wirkenden Wärmeübergang, der beim Betrieb einer Raketenschubkammer mit dieser neuartigen Treibstoffkombination auftritt, zu untersuchen, ist eine numerische Simulation der stattfindenden Wärmetransportprozesse erforderlich. Ziel der vorliegenden Arbeit ist eine numerische Simulation der Wärmetransportprozesse an der Heißgasoberfläche in einer mit grüner hypergoler Treibstoffkombination betriebenen Raketenschubkammer.