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Testing of DLR C/C-SiC and C/C for HIFIRE 8 Scramjet Combustor

Glass, David E. und Capriotti, Diego P. und Reimer, Thomas und Kütemeyer, Marius und Smart, Michael K. (2014) Testing of DLR C/C-SiC and C/C for HIFIRE 8 Scramjet Combustor. 19th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, 14.-20. Juni 2014, Atlanta, USA. doi: 10.2514/6.2014-3089. ISBN 978-1-62410-284-4.

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2MB

Offizielle URL: http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.2014-3089

Kurzfassung

Ceramic Matrix Composites (CMCs) have been proposed for use as lightweight hot structures in scramjet combustors. Previous studies have calculated significant weight savings by utilizing CMCs (active and passive) versus actively cooled metallic scramjet structures. Both a carbon/carbon (C/C) and a carbon/carbon-silicon carbide (C/C-SiC) material fabricated by DLR (Stuttgart, Germany) are being considered for use in a passively cooled combustor design for Hypersonic International Flight Research Experimentation (HIFiRE) 8, a joint Australia / Air Force Research Laboratory hypersonic flight program, expected to fly at Mach 7 for ~30 sec, at a dynamic pressure of 55 kPa. Flat panels of the DLR C/C and C/C-SiC materials were installed downstream of a hydrogen-fueled, dual-mode sramjet combustor and tested for several minutes at conditions simulating flight at Mach 5 and Mach 6. Gaseous hydrogen fuel was used to fuel the sramjet combustor. The test panels were instrumented with embedded Type K and Type S thermocouples. Zirconia felt insulation was used during some of the tests to reduce heat loss from the back surface and thus increase the heated surface temperature of the C/C-SiC panel ~177°C (350°F). The final C/C-SiC panel was tested for three cycles totaling over 135 sec at Mach 6 enthalpy. Slightly more erosion was observed on the C/C panel than the C/C-SiC panels, but both material systems demonstrated acceptable recession performance for the HIFiRE 8 flight.

elib-URL des Eintrags:https://elib.dlr.de/92521/
Dokumentart:Konferenzbeitrag (Vortrag)
Titel:Testing of DLR C/C-SiC and C/C for HIFIRE 8 Scramjet Combustor
Autoren:
AutorenInstitution oder E-Mail-AdresseAutoren-ORCID-iDORCID Put Code
Glass, David E.NASANICHT SPEZIFIZIERTNICHT SPEZIFIZIERT
Capriotti, Diego P.NASANICHT SPEZIFIZIERTNICHT SPEZIFIZIERT
Reimer, Thomasthomas.reimer (at) dlr.deNICHT SPEZIFIZIERTNICHT SPEZIFIZIERT
Kütemeyer, Mariusmarius.kuetemeyer (at) dlr.deNICHT SPEZIFIZIERTNICHT SPEZIFIZIERT
Smart, Michael K.University of Queensland, Brisbane, AustralienNICHT SPEZIFIZIERTNICHT SPEZIFIZIERT
Datum:Juni 2014
Referierte Publikation:Ja
Open Access:Ja
Gold Open Access:Nein
In SCOPUS:Nein
In ISI Web of Science:Nein
DOI:10.2514/6.2014-3089
ISBN:978-1-62410-284-4
Status:akzeptierter Beitrag
Stichwörter:Ceramic Matrix Composite, CMC, hot structure, scramjet, combustor, C/C, C/C-SiC, HIFIRE, test
Veranstaltungstitel:19th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference
Veranstaltungsort:Atlanta, USA
Veranstaltungsart:internationale Konferenz
Veranstaltungsdatum:14.-20. Juni 2014
Veranstalter :AIAA
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HGF - Programm:Raumfahrt
HGF - Programmthema:Raumtransport
DLR - Schwerpunkt:Raumfahrt
DLR - Forschungsgebiet:R RP - Raumtransport
DLR - Teilgebiet (Projekt, Vorhaben):R - Raumfahrzeugsysteme - Rückkehrtechnologie (alt)
Standort: Stuttgart
Institute & Einrichtungen:Institut für Bauweisen und Strukturtechnologie > Raumfahrt - System - Integration
Hinterlegt von: Reimer, Thomas
Hinterlegt am:23 Dez 2014 17:08
Letzte Änderung:11 Jul 2023 12:02

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