Beeinflussung viskoser Strömungseffekte in Hyperschall-Einläufen

Schulte, Dirk; Koschel, Wolfgang

doi:urn:nbn:de:hbz:82-opus-1564

Beeinflussung viskoser Strömungseffekte in Hyperschall-Einläufen

Schulte, Dirk (Author)

2001

Verantwortlichkeitsangabevorgelegt von Dirk Schulte

ImpressumAachen : Publikationsserver der RWTH Aachen University 2001

UmfangVIII, 113 S. : zahlr. Ill., graph. Darst.

Aachen, Techn. Hochsch., Diss., 2000

Genehmigende Fakultät
Fak04

Hauptberichter/Gutachter
Koschel, Wolfgang (Thesis advisor)

Tag der mündlichen Prüfung/Habilitation
2000-12-15

Online
URN: urn:nbn:de:hbz:82-opus-1564
URL: https://publications.rwth-aachen.de/record/56384/files/Schulte_Dirk.pdf

Einrichtungen

Fakultät für Maschinenwesen (400000)

Inhaltliche Beschreibung (Schlagwörter)
Physik (frei)

Thematische Einordnung (Klassifikation)
DDC: 530

Kurzfassung
Für die Leistung von luftatmenden Hyperschall-Raumflugzeugen ist die korrekte Auslegung des Triebwerk-Einlaufsystems von großer Bedeutung. Eines der dominierenden Strömungsphänomene im Inneren solcher Hyperschall-Einläufe ist die gegenseitige Wechselwirkung von schrägen Verdichtungsstößen mit den Wandgrenzschichten, was zur Ablösung der Grenzschicht von der Einlaufwand führen kann. In dieser Arbeit werden verschiedene Methoden zur Beeinflussung von Stoß / Grenzschicht-Interaktionen (wie z.B. Grenzschichtabsaugung oder Wandkonturanpassung) im Hinblick auf deren Einsatz in Hyperschall-Einläufen untersucht. Mit Hilfe von analytischen Methoden zur Vorauslegung, numerischen Strömungssimulationen unter Einsatz eines Finite Elemente Verfahrens sowie Experimenten in den Hyperschall-Windkanälen des DLR (Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt) werden günstige Design-Parameter für diese Beeinflussungsmethoden präsentiert. Abschließend werden die geeignetsten Methoden in ein Hyperschall-Einlaufmodell implementiert und die erreichbare Wirkungsgradverbesserung aufgezeigt.

For the performance of air-breathing hypersonic space planes, the proper design of the inlet system is of great importance. One of the dominating flow phenomena inside such hypersonic inlets is the mutual interaction of oblique shocks with boundary layers, often leading to a separation of the boundary layer from the inlet wall. In this work, several methods to manipulate shock / boundary layer interactions (for example boundary layer bleed or wall contouring) are investigated with regard to an application in hypersonic inlets. By means of analytical methods for the pre-dimensioning, computational fluid dynamics using a finite element method and experiments in the hypersonic wind tunnel facilities of the DLR (German aerospace center), favorable design parameters for these manipulation methods are presented. Finally, the most qualified methods are implemented in a hypersonic inlet model and the obtainable gain in inlet efficiency is demonstrated.

Fulltext:
PDF
(additional files)