Investigation of the isolator flow of scramjet engines

Fischer, Christian Max; Olivier, Herbert

doi:33492

Investigation of the isolator flow of scramjet engines = Untersuchung des Strömungsfeldes im Isolator von Scramjet-Triebwerken

Fischer, Christian Max

2014

Verantwortlichkeitsangabevorgelegt von Christian Max Fischer

Ausgabe1. Aufl.

ImpressumAachen : Publikationsserver der RWTH Aachen University 2014

UmfangXIII, 154 S. : Ill., graph. Darst.

ReiheStrömungsmechanik

Aachen, Techn. Hochsch., Diss., 2014

Zsfassung in dt. Sprache

Genehmigende Fakultät
Fak04

Hauptberichter/Gutachter
Olivier, Herbert (Thesis advisor)^RWTH*

Tag der mündlichen Prüfung/Habilitation
2014-06-10

Online
URN: urn:nbn:de:hbz:82-opus-51750
URL: https://publications.rwth-aachen.de/record/445016/files/5175.pdf

Einrichtungen

Lehr- und Forschungsgebiet und Abteilung Hochtemperatur-Gasdynamik (415520)

Inhaltliche Beschreibung (Schlagwörter)
Überschallstaustrahltriebwerk (Genormte SW) ; Strömungsmechanik (Genormte SW) ; Windkanal (Genormte SW) ; Hyperschall (Genormte SW) ; Ingenieurwissenschaften (frei) ; scramjet (frei) ; fluid mechanics (frei) ; wind tunnel (frei) ; hypersonics (frei)

Thematische Einordnung (Klassifikation)
DDC: 620
msc: 76K05

Kurzfassung
Im Mittelpunkt dieser Arbeit steht der Isolator eines Scramjet Triebwerkes. Mit Hilfe verschiedener Windkanalmodelle wird der Einfluss der Wand- und Totaltemperatur auf das Strömungsfeld untersucht. Dabei wird die Wandtemperatur zwischen 300 K und 1000 K sowie die Totaltemperatur der Strömung zwischen 1150 K und 2200 K variiert. Die Anströmmachzahl des Scramjet Triebwerkes beträgt Ma∞ = 7.5. Ergänzt werden die Versuchsdaten durch numerische Strömungssimulationen. In einem typischen Scramjet Isolator mit Einlauf wird der Shock Train sowie eine Stoß/Grenzschicht-Wechselwirkung untersucht. Dabei zeigt sich, dass für diesen Strömungsfall das Verhältnis von Wand- zu Totaltemperatur ein guter Ähnlichkeitsparameter ist. Mit steigendem Verhältnis von Wand- zu Totaltemperatur wächst der Shock Train bei konstantem Gegendruck stromauf weiter in den Isolator hinein. Allerdings beeinflusst der Einlauf das in den Isolator eintretende Strömungsfeld, z.B. durch Wandtemperatureffekte. Auch erzeugt der hier untersuchte Einlauf ein asymmetrisches Strömungsprofil. Um ausschließlich den Wandtemperatureffekt auf den Shock Train zu untersuchen wird ein Isolatormodell mit rechteckigem Querschnitt und homogener sowie wandtemperaturunabhängiger Einströmung untersucht. Die Machzahl dieser Einströmung wird zwischen Ma = 2 und Ma = 3.5 variiert. Es zeigt sich, dass bei konstanter Totaltemperatur die Länge des Shock Trains mit steigender Wandtemperatur abnimmt. Der Effekt ist besonders stark wenn sich die Wandtemperatur der Recoverytemperatur annähert. Dadurch ist das Verhältnis von Wand- zu Totaltemperatur kein Ähnlichkeitsparameter. Die existierende Korrelation von Waltrup und Billig kann den beobachteten Effekt nicht quantitativ beschreiben. Sie wird basierend auf den Messergebnissen entsprechend erweitert und beinhaltet nun den Einfluss des Wandwärmestroms. Der Einfluss der Breite auf das Isolatorströmungsfeld mit rechteckigem Querschnitt wurde mit einem zusätzlichen Modell untersucht. Hier wurde die Breite des Isolators variiert. Die zusätzliche Kompression durch die Seitenwände führt zu kürzeren Shock Trains bei gleichem Gesamtdruckanstieg im Vergleich zu einem annähernd zweidimensionalen Strömungsfeld. Mit steigendem Verhältnis von Wand- zu Querschnittsfläche (Annäherung an einen quadratischen Querschnitt) steigen die Verluste durch die Grenzschicht und der Shock Train wird wieder länger.

This thesis focuses on the isolator of a Scramjet engine. The influence of wall and total temperature on the flow field is investigated with the help of different wind tunnel models. The wall temperature is varied from 300 K to 1000 K and the total temperature between 1150 K and 2200 K. The free stream Mach number is Ma∞ = 7.5. The experiments are supported by numerical flow simulations. In a typical Scramjet isolator with inlet the shock train as well as a shock boundary layer interaction are investigated. The experiments show that the relation between wall and total temperature is a good similarity parameter here. At constant back pressure the shock train grows upstream into the isolator with increasing wall to total temperature ratio. The flow field that enters the isolator is influenced by the inlet e.g. by the wall temperature. Also the investigated inlet produces an asymmetric profile entering the isolator. A model with rectangular cross section and homogenous inflow is investigated. The entering flow profile is also not influenced by any wall temperature. The isolator inlet Mach number is varied between 2 and 3.5. Here for constant back pressure the shock train length is decreasing with increasing wall temperature. This effect is most prominent when the wall temperature is getting close to the recovery temperature. Therefore the wall to total temperature ratio is not a similarity parameter here. The existing correlation by Waltrup and Billig cannot describe the observed effect quantitatively. It is modified based on the results and does now include the influence of the wall heat transfer. The influence of the flow channel width on the flow field is investigated with an additional model. In that model the isolator width can be varied. At a constant overall pressure rise the additional compression by the leading edge shocks of the side walls leads to a decrease of the shock train length. With increasing ratio between wall area and cross section (closing in on a quadratic cross section) the losses caused by the boundary layer increase and the shock train length is increasing.

Fulltext:
PDF