Experimentelle und numerische Untersuchungen an einem Ramjet-Einlauf mit Grenzschichtabsaugung

Der Triebwerkseinlauf eines Stahlstrahltriebwerks (Ramjet) stellt eine der leistungsbestimmenden Komponenten eines luftatmenden Antriebs dar. Zur Verbesserung seiner Leistungsmerkmale, wie Druckrückgewinn und Massendurchsatz ist in der vorliegenden Diplomarbeit der Einfluss der verschiedenen Ein- und Austrittsspaltbreiten des Absaugkanals auf diese Leistungsmerkmale untersucht worden

Experimental Study of Boundary-Layer Bleed Impact on Ramjet Inlet Performance

The performance of different boundary-layer bleed systems of a two-dimensional ramjet inlet has been investigated experimentally. The main objective of the study has been to identify the boundary-layer bleed geometry that increases the inlet’s performance and to stabilize the subcritical condition (i.e., later buzzing). Experiments have therefore been carried out with varied boundary-layer bleed geometries at an angle of attack of 0 deg and at Mach numbers ranging from 2.5 to 3.5. The results show that the effectiveness of a boundary-layer bleed system depends on shock, boundary-layer interaction, unsteadiness of the flow, and flow separation

Thermal Qualification of the UHTCMCs Produced Using RF-CVI Technique with VMK Facility at DLR

Ultra high-temperature ceramic matrix composites (UHTCMCs) based on carbon fibre (Cf) have been shown to offer excellent temperature stability exceeding 2000 °C in highly corrosive environments, which are prime requirements for various aerospace applications. In C3Harme, a recent European Union-funded Horizon 2020 project, an experimental campaign has been carried out to assess and screen a range of UHTCMC materials for near-zero ablation rocket nozzle and thermal protection systems. Samples with ZrB2-impregnated pyrolytic carbon matrices and 2.5D woven continuous carbon fibre preforms, produced by slurry impregnation and radio frequency aided chemical vapour infiltration (RF-CVI), were tested using the vertical free jet facility at DLR, Cologne using solid propellants. When compared to standard CVI, RFCVI accelerates pyrolytic carbon densification, resulting in a much shorter manufacturing time. The samples survived the initial thermal shock and subsequent surface temperatures of >2000 °C with a minimal ablation rate. Posttest characterisation revealed a correlation between surface temperature and an accelerated catalytic activity, which lead to an understanding of the crucial role of preserving the bulk of the sample

Auslegung eines generischen hypersonischen Marschflugkörpers als Grundlage für die Analyse und Bewertung

Hyperschall-Flugkörper bieten im Vergleich zu „herkömmlichen“ ballistischen Flugkörpern neue operationelle Möglichkeiten, da deren Flugbahnen zu weiten Teilen oder sogar ausschließlich innerhalb der Atmosphäre liegen. Dadurch verändern sich auch bzgl. der Abwehr solcher hypersonischen Flugkörper die Voraussetzungen im Hinblick auf die Detektion, die Flugbahnvorhersage und schließlich die mögliche Bekämpfung. Es ist davon auszugehen, dass deren Abwehr erhebliche Herausforderung für heutige, auf ballistische Flugkörper ausgelegte Abwehrsysteme darstellen. Genauere Analysen der potentiellen Bedrohung und ihrer Abwehrmöglichkeiten setzen aber belastbare Aussagen zu möglichen Trajektorien der hypersonischen Flugkörper voraus. Da Informationen zu potentiellen gegnerischen Systemen aber rar und oft mit hohen Unsicherheiten belastet sind wird dabei oft auf die Betrachtung eigener generischer Referenzflugkörper zurückgegriffen. Im Rahmen des Projekts Flugkörpertechnologien 2020+ (FK2020+) erstellt das DLR eine generische Flugkörper-Referenzkonfiguration eines Hyperschall-Marschflugkörpers (Hypersonic Cruise Missile, HCM) - ausgestattet mit einem luftatmenden Staustrahltriebwerk mit Überschallverbrennung (Scramjet). Diese Referenzkonfiguration dient zum einen als die Basis für die Untersuchung einzelner Technologien, wie z.B. grundlegender Fragen zur Aerodynamik, zur Antriebsgestaltung und zur Verwendung moderner Hochtemperaturmaterialien, zum anderen dient sie aber auch als Grundlage für die Bedrohungsanalyse, z.B. durch die Bereitstellung realistisch möglicher Trajektorien. Der Vortrag stellt die Arbeiten zur Auslegung dieser Konfiguration vor

6DoF Aerodynamic Measurements of an Air-Breathing Hypersonic Vehicle

Aerodynamic stability is very important for high-speed aircraft configurations, where reaction times to disturbances can become quite short. Six-degree-of freedom measurements have been performed with a wind tunnel model of an air-breathing hypersonic vehicle. Mach numbers ranged between Mach 3.5 and Mach 8, utilizing two different wind tunnels. The angle of attack was varied between α = -3° and α = 3°, and the sideslip angle between β = 0° and β = 2°. Further on, the modular design of the model allowed for examining the influence of control surface deflections by canards, rudders and ailerons. Additional numerical calculations have been performed for certain test points. The tests gave insight into the aerodynamic properties of the configuration and helped to determine flight conditions with critical or unstable longitudinal and lateral stability, respectively. Further on, the influence on the aerodynamics of the vehicles that is caused by changes in the flow state at the engine intake was shown