Effusion Cooling of Throat Region in Rocket Engines Applying Fibre Reinforced Ceramics

This report summarizes the experimental work in the field of effusion cooling done with C/C (carbon fibres in carbon matrix) for a porous cylinder in combination with a porous nozle. The experiments presented here have been realized using gaseous hydrogen at ambient temperature as coolant. These recent DLR experiments have been performed for combustion chamber pressures ranging between o.8 MPa and 1.2 MPa at a constant oxidizer/fuel mixture ratio 6.5. For this basic experiments there is a micro combustor at DLR. The porosity for the cylinder and nozzle was e = 26%. The coolant mass flow for the porous cylinder and nozzle has been varied in a wide range to get informations about the influence of the cooling film from the cylinder to the nozzle

Einsatz von poröser Faserkeramik für Effusionskühlung in Raketenbrennkammern

Seit 1964 hat das DLR seine Forschung auf dem Gebiet der Brennkammertechnologie weiter verstärkt. Ein Schwerpunkt der Arbeiten liegt in der Entwicklung der Effusionskühlung wobei in den letzten Jahren verstärkt die Anwendung von porösen faserverstärkte Keramiken für diese Kühltechnik untersucht wurde. Als Kühlmedium wird dabei wie in Raketenbrennkammern üblich GH2 verwendet. Dieser Bericht beinhaltet die Ergebnisse der jüngsten Experimente zur Effusionskühlung unter Anwendung von C/C (Kohlefasern in Kohlenstoffmatrix) als poröse Brennkammerwand. Die Herstellung von C/C und die Erläuterung einiger Modelle der Effusionskühlung sind ebenfalls Gegenstand dieses Berichts. Die Experimente wurden an der Mikro-Brennkammer M3 des DLR-Lampoldshausen durchgeführt. Der Brennkammerdruck wurde dabei zwischen 0,3 MPa und 1,2 MPa, bei einem konstanten Mischungsverhältnis GO2/GH2 von 6,5, variiert. Die Porosität der Brennkammerwand wurde zwischen Epsilon = 13% und Epsilon = 25% verändert, um die Durchflußrate und den dazugehörigen Druckverlust zu optimieren. Der Kühlmassenstrom wurde in einem weiten Bereich variiert, um Daten für die Modellierung zu sammeln aber auch den Einsatzbereich zu untersuchen. Ein Vergleich der experimentellen mit den theoretischen Daten sowie eine Zusammenfassung und Ausblick schließen diesen Bericht

Effusion Cooling in Rocket Combustors Applying Fiber Reinforced Ceramics

Since 1994 DLR has focused its efforts on combustion chamber technologies within the internal program "High Pressure Rocket Propulsion" (HDR). The main emphasis lays on advanced cooling technologies and especially effusion cooling applying fibre reinforced ceramics as porous media and hydrogen as cooling fluid. This paper summarises the recent experimental work on this cooling technique using Carbon/Carbon (C/C) material for combustion chamber components. After a brief summary of the fabrication process of the specific ceramic and the material properties, the basic equations for the flow situation and appropriate models are presented. Within the experimental campaign which has been performed at the DLR micro combustor facility M3 the combustion chamber pressure has been varied between 0.3 MPa and 1.1 MPa at a constant oxidiser/fuel mixture ratio of 6.5 using ambient hydrogen as coolant. The porosity of the ceramics has been varied in the range from about Epsilon = 13% to Epsilon = 25% in order to optimise the coolant mass flow rate and pressure loss across the porous wall. A wide range of coolant mass flow rates has been tested in order to achieve a broad data base for modelling an check the limits of applicability of the cooling technique and the ceramic wall material. The paper concludes with a presentation of experimental and theoretical results and a brief outlook to future activities