Ein Beitrag zur Transpirationskühlung für Luft- und Raumfahrtanwendungen unter Verwendung von CMC-Wänden

For faster and more efficient air transportation systems sustained hypersonic flight offers a great potential. One possibility is to use scramjet (supersonic combustion ramjet) propelled airbreathing space planes because this propulsion system can be very efficient at very high flight Mach numbers. In the past several large-scale research programs were carried out in the USA, Europe and Russia to solve the technical difficulties, which are inherent with a novel propulsion system. Currently, several research programs are ongoing investigating the technological foundations in this area such as aerodynamic efficiency, system level design and integration, environmental aspects and thermal efficiency, and protection systems. The last is especially addressed by the European research program ATLLAS and the German national project SFB-TRR40, in which the work of this thesis was embedded in. The work presented here focusses on the transpiration cooling technique applied to porous CMC (ceramic matrix composite) materials, which offer a great potential for the use in aerospace applications. The aim was to identify the cooling mechanisms involved and verify and extend models describing these phenomena, which can be found in literature. For this, an experimental study was carried out using the hot-gas flow facility available at the ITLR (Institute of Aerospace Thermodynamics of the Universität Stuttgart) and several porous carbon/carbon CMC samples provided by the DLR (German Aerospace Center) were investigated with respect to their cooling efficiency. First, the material was characterized with respect to their outflow and through-flow behavior in separate test setups. Then, these samples were exposed to heated supersonic and subsonic flows generating different heat loads. The surface temperature of the porous wall segments were determined using thermocouple measurements and in situ calibrated infrared thermography. As coolants gaseous air, argon, and helium were used. Since the models available in literature were not capable of representing the specific thermal phenomena in our test setup, they had to be extended. This was verified by a number of transpiration cooling experiments at different temperature levels and heat loads. With the help of this model, transpiration cooling prediction in aerospace (testing) application within non-adiabatic environment is possible when knowing the main-stream conditions. Furthermore, the pressure drop over the C/C samples was recorded in the transpiration cooling tests as well as in cold-flow experiments after a detailed characterization of the samples with respect to their through-flow behavior. The influence of the non-isothermal wall, which is common in aerospace application, on the pressure loss was identified and the Darcy-Forchheimer equation was extended for non-isothermal through-flow. This approach was verified with the experimental data for different thermal situations, heat loads and coolant gases whilst only the coolant properties and the hot-gas side wall temperature had to be given to obtain a result for the pressure drop. As a last step, the model for the cooling efficiency was coupled with the extended model for the through-flow behavior to eliminate the need to know the wall temperature. This was also verified using the available experimental data. Now, only the main-stream conditions and the coolant properties need to be known. Then, this model was used to give an estimate of the coolant mass-flow rate and the supply pressure drop for several aerospace application related combustion chambers. It was shown that it is possible to use transpiration cooling with hydrogen as a coolant in high-temperature and high-pressure environments given the availability of a suitable wall material allowing reasonable supply pressure levels at the required coolant mass-flow rates.Wegen des starken Wachstums des Transportsektors wird auch die Nachfrage nach schnelleren und kostengünstigeren Flugzeugen oder Raumtransportsystemen immer größer. Hier bieten Flugzeuge welche im Hyperschallbereich operieren, ein großes Potenzial. Eine Möglichkeit ist es, Scramjet Antriebssysteme zu verwenden, da dieses Antriebskonzept bei hohen Machzahlen einen guten Wirkungsgrad aufweist. In der Vergangenheit wurden bereits verschiedene Technologieprogramme in den USA, Europa oder Russland durchgeführt, welche die technologischen Schwierigkeiten, die ein neues Antriebskonzept mit sich bringt, zu bewältigen versuchten. Derzeit gibt es in Europa verschiedene Forschungsprojekte, welche sich mit den technologischen Grundlagen auf diesem Gebiet befassen. Die wichtigsten Bereiche sind hier die aerodynamische Güte des Flugzeugkonzeptes, Systemauslegung und die Integration der einzelnen Komponenten, Umweltaspekte und die Optimierung der thermischen Effizienz des Antriebes bzw. die Qualifikation und Entwicklung von Kühlmethoden. Der letzte Punkt wird im Besonderen durch die Forschungsprojekte ATLLAS und den Sonderforschungsbereich SFB-TRR40 behandelt, wobei diese Arbeit als Teil dieser Projekte stattfand. Die hier diskutierte Methode, die Transpirationskühlung mit keramischen Verbundwerkstoffen (CMC), bietet ein sehr hohes Potenzial zur Anwendung im Bereiche der Luft- und Raumfahrt. Das Ziel dieser Arbeit war die Kühlmechanismen, welche hierbei zu beachten sind, genau zu identifizieren und im Hinblick auf bereits in der Literatur vorhandene Modellansätze zu überprüfen. Hierbei wurden mehrere Versuchreihen unter Verwendung der Heißgasversuchsanlage am Institut für Thermodynamik der Luft- und Raumfahrt (ITLR) an der UniversitätStuttgart durchgeführt, wobei die porösen Carbon/Carbon-Wandmaterialproben vom Deutschen Zentrum für Luft- und Raumfahrt (DLR) bereitgestellt wurden. Zuerst wurde das Material in einem separaten Versuchsaufbau bezüglich seiner Durchströmeigenschaften und seinem Ausflussverhalten untersucht. Danach wurdendiese unter Anwendung der Transpirationskühlung in Über- und Unterschallströmungen bis zu einer Totaltemperatur von 1120 K getestet. Die Oberflächentemperatur des porösen Wandsegments wurde mit Hilfe von Thermoelementmessungen und quantitativer Infrarot-Thermografie bestimmt. Daraus konnte die Kühleffizienz bestimmt werden. Als Kühlgas wurden Luft, Argon und Helium verwendet. Es wurde festgestellt, dass die Transpirationskühlungsmodelle aus der Literatur nicht ausreichend in der Lage waren, die thermische Situation in unserem Versuchsaufbau wiederzugeben. Daher wurde ein existierendes Modell im Hinblick auf die an der porösen Wand auftretende Querwärmeleitung modifiziert und durch Messungen bei verschiedenen Totaltemperaturen, Wärmelasten und bei Fremdgasausblasung validiert. Nun ist es möglich, das erweiterte Transpirationskühlungsmodell auch auf andere, nicht adiabate Versuche oder Anwendungen aus dem Bereich der Luft- und Raumfahrt anzuwenden. Des Weiteren wurde der Druckverlust, welcher bei der Durchströmung der porösen Proben auftrat, untersucht. Diese Daten wurden sowohl im Kaltgastest als auch direkt im Transpirationskühlungsversuch gewonnen. Da die durchströmte, poröseWand unter Wärmelast nicht isotherm ist, beeinflusst diese auch die Fluidtemperatur in der Wand was mit dem Druckverlust rückgekoppelt ist. Um diesen Effekt näher zu quantifizieren, wurde die Darcy-Forchheimer-Gleichung erweitert. Dieses konnte anhand der Messergebnisse verifiziert werden, wobei verschiedene Heißgas-Strömungsbedingungen und Kühlfluide verwendet wurden. Zuletzt wurde das erweiterte Modell für die Transpirationskühlung mit dem erweiterten Modell für die Durchströmung eines porösen Materials gekoppelt. Da beim letzteren immer die Kühlgastemperatur und die Wandtemperatur an der Heißgasseite gegeben sein mussten, wurde dieses so modifiziert, dass man nun nur noch die Kühlgaseigenschaften und die Hauptströmungsbedingungen kennen muss, um den Druckverlust über die poröse Wand bei Transpirationsvorgängen zu ermitteln. Das gekoppelte Modell wurde dann für verschiedene realitätsnahe Hauptströmungsbedingungen angewandt, und es konnte gezeigt werden, dass es bei Verwendung von Wasserstoff als Kühlgas in den meisten Fällen möglich ist mit wenig Kühlgaseinsatz die Brennkammerwände effizient zu kühlen. Hierbei ist es wichtig, dass geeignete Wandmaterialien zur Verfügung stehen, damit bei gegebenem Kühlgasmassenstrom ein vertretbarer Druckverlust gegeben ist

Grundlegende Untersuchungen von Transpirationskühlungsvorgängen mit C/C-Werkstoffen

Grundlegende Untersuchungen von transpirationsgekühlten C/C-Werkstoffen für den Einsatz in thermisch hochbeanspruchten Strukturen von zukünftigen Hyperschallantrieben. Dafür wurden Experimente am Prüfstand des Instituts für Thermodynamik der Luft- und Raumfahrt (Universität Stuttgart) durchgeführt, um die Effizienz der Transpirationskühlung unter Einsatz veschiedener Kühlgase abzuschätzen. Der experimentelle Datensatz dient als Grundlage für die Weiterentwicklung von dementsprechenden Simulationstools. Weiterhin wird ein modifiziertes Modell vorgestellt, mit dem das Durchflussverhalten bei nicht-isothermen Bedingungen abgeschätzt werden kann

Numerical Validation of a Free-Flying Scramjet Powered Vehicle at Realistic Wind Tunnel Conditions

One of the major objectives of the EC-co funded research project LAPCAT II is demonstrating positive aero-propulsive balance of a scramjet propelled vehicle in a wind tunnel and comparing this data to numerical simulations for validation of the CFD tools. For this, the LAPCAT MR2 hypersonic cruiser was scaled to wind tunnel dimensions. An optimization of the internal flow path was necessary, to cope with the different flight conditions and constraints in the wind tunnel environment. Therefore, a study featuring reactive CFD simulations was carried out. It was found that the best way to achieve a high combustion efficiency is to use a staged injection scheme in the combustor. Furthermore, from the experimental campaign carried out in the high-enthalpy facility at DLR (High Enthalpy Shock Tunnel Göttingen, HEG) validation data is available to compare the numerical studies against. It was found that still some uncertainties in the prediction of the aero-propulsive balance exists, but the thrust level could be sufficiently predicted by the CFD simulations within the measurement accuracy

Transpiration Cooling with Supersonic Flows and Foreign Gas Injection

The extremely high heat loads within a Scramjet combustor require the use of high-temperature materials combined with efficient cooling concepts. A promising technique is the application of transpiration cooling to CMC materials. A supersonic hot-gas flow test facility is used to investigate this cooling method. The Carbon/Carbon (C/C) samples tested have porosities of about 11 %. The air-flow is electrically heated up to 1060 K total temperature with a total pressure of 3 bar and is accelerated to a Mach number of 2.1 within the test channel. Air, argon and helium are used as coolants for blowing ratios from 0 to 1 %. The surface temperature of the porous wall is measured via thermocouples and infrared thermography. An approach based upon simplified analytical models is being presented to analyze the experimental data of the cooling efficiency. This is shown for elevated temperature conditions in supersonic flows, including the specific thermal situations, which are typically encountered in such high-temperature tests

Design and Optimization of a Small Scale M=8 Scramjet Propulsion System

One of the major objectives of the EC-co funded research project LAPCAT II is demonstrating positive aero-propulsive balance of a scramjet propelled vehicle in a wind tunnel. For this, the LAPCAT MR2.4 hypersonic cruiser needed to be scaled to lab scale. An optimization of the internal flow path was necessary, to cope with the slightly different flight conditions and constraints in the laboratory environment. Therefore, a study featuring reactive CFD simulations using the TAU solver was carried out. It was found that the best way to achieve a high combustion efficiency is to use a staged injection scheme in the combustor. The results were verified with nose-to-tail simulations of the small-scale configuration under wind tunnel conditions, showing that positive net thrust can be expected from the experimental campaigns

Production and Characterization of Porous C/C Material

In todays rocket combustion chambers extremely high heat loads are apparent. Reducing these loads in combination with a weight reduction of the thrust chambers structural weight can be achieved with transpiration cooling applied to composite carbon/carbon materials (C/C). In the SFB-TRR 40, subproject A5, evaluating this cooling technique is being the set goal. This paper presents the manufacturing process and the material specific characterization. First, the liquid silicon infiltration process (LSI) is being outlined, followed by the description of techniques used for the determination of the open porosity (ε) and the Darcian (Kd) and Forchheimer (Kf ) permeability coefficients of these composites. Last are important design parameters, yielding the pressure drop for a certain coolant mass-flow rate. For the porosity, the archimedes principle was applied. The typical porosity of C/C ranges from ε = 8 % up to ε = 13 %. Kd and Kf were determined by measuring the pressure drop for a set mass-flow rate through a material specimen. From this data, using a least-square fitting technique, the permeability coefficients can be derived. For C/C Kd typically lies in the order of 10−13 and Kf normally in the order of 10−8

Numerical simulations and performance assessment of a scramjet powered cruise vehicle at Mach 8

© 2015 Elsevier Masson SAS. The work of this paper is developed in the framework of the European FP7 project LAPCAT-II and focuses on the aero-propulsive balance of a hypersonic Mach 8 vehicle at cruise on the basis of nose-to-tail computations. Different CFD-codes and approaches are explored assessing the sensitivity of meshes, codes and turbulence models. In particular, different levels of combustor simulations ranging from 1D to full 3D have been performed and evaluated. This allowed a better estimation of the throttling setting for cruise. Similarly, a better assessment of the needed combustor length as well as the NOx emission could be assessed.publisher: Elsevier articletitle: Numerical simulations and performance assessment of a scramjet powered cruise vehicle at Mach 8 journaltitle: Aerospace Science and Technology articlelink: http://dx.doi.org/10.1016/j.ast.2015.01.006 content_type: article copyright: Copyright © 2015 Elsevier Masson SAS. All rights reserved.status: publishe