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Experimentelle Untersuchung der laserinduzierten Zündung von kryogenen Flüssigkeitsraketenbrennkammern = Experimental investigation of the laser-induced ignition of cryogenic liquid rocket combustors
2022 & 2023
Dissertation, RWTH Aachen University, 2022
Veröffentlicht auf dem Publikationsserver der RWTH Aachen University 2023
Genehmigende Fakultät
Fak04
Hauptberichter/Gutachter
;
Tag der mündlichen Prüfung/Habilitation
2022-02-09
Online
DOI: 10.18154/RWTH-2023-00657
URL: https://publications.rwth-aachen.de/record/862995/files/862995.pdf
Einrichtungen
Inhaltliche Beschreibung (Schlagwörter)
Laser (frei) ; Minimale Zündenergie (frei) ; Raumfahrtantriebe (frei) ; Zündtransienten (frei) ; Zündung (frei)
Thematische Einordnung (Klassifikation)
DDC: 620
Kurzfassung
Flüssigkeitsraketentriebwerke nehmen bei der Erzeugung des notwendigen Schubs für Raumtransportsysteme eine zentrale Rolle ein. Eine Alternative zu etablierten Systemen stellt die Laserzündung dar. Darunter wird die Fokussierung von Laserpulsen in den Brennraum verstanden, sodass ein Plasmavolumen innerhalb der Brennkammer erzeugt wird und den Zündvorgang initiiert. Zielsetzung dieser Arbeit ist die experimentelle Untersuchung des laserinduzierten Zündvorgangs in Flüssigraketenbrennkammern. Zunächst wurden die Integrationsoptionen von Laserzündern betrachtet und der Energieeintrag des Laserpulses in gasförmige Treibstoffe analytisch und numerisch untersucht. Danach wurden die minimal notwendigen Pulsenergien (MPE) in einer Modellbrennkammer am Teststand M3.1 des DLRStandorts Lampoldshausen bestimmt. Die identifizierten MPE hängen vom Zündort und dem Brennkammerdruck vor Treibstoffeinströmung ab und liegen zwischen 0,8 und 33,2 Millijoule. Für Höhenbedingungen konnte keine Zündung nahe der Injektorstirnplatte erreicht werden, was auf hohe Brennstoffströmungsgeschwindigkeiten und unzureichende Treibstoffdurchmischung zurückgeführt werden konnte. Die geringen MPE ermöglichen die Untersuchung desfaserbasierten Pulstransports. Anschließend wurde die Auswirkung der Sequenzierung der Treibstoffeinströmung auf den laserinduzierten Zündprozess in einer Brennkammer am Forschungs- und Technologieprüfstand P8 mit LOX/H2 und LOX/GCH4 durchgeführt. Dadurch konnten Strömungsparameterintervalle identifiziert werden, die eine zuverlässige Zündung ermöglichen. Die Intervalle des Mischungsverhältnisses und des Impulsstromdichteverhältnisses für eine erfolgreiche Zündung sind dabei für LOX/GH2 größer als für LOX/GCH4. Insbesondere für LOX/GCH4 wurde die brennstoffseitige Einströmung als kritischer Parameter für die Flammenausbreitung anschließende Ankerung der Verbrennungszone herausgearbeitet. Eine Treibstoffsequenzierung mit kurzem Sauerstoffvorlauf wurde als notwendige Bedingung für erfolgreiche Zündung und geringe Zündüberdrücke festgestellt. Die vorliegende Arbeit leistet einen Beitrag zu Anwendungsszenarien der laserbasierten Zündung in kryogenen Flüssigraketenbrennkammern. Ebenso eröffnet diese Arbeit Perspektiven für faserbasierte Zündtechnologien im Raumfahrtantriebsbereich.Liquid rocket engines play a central role for space transportation systems tovgenerate the needed thrust. An alternative to established ignition systems is the laser ignition concept, where a laser pulse is focussed into the combustion chamber to generate a plasma volume which initiates the combustion process. The goal of this work is the experimental investigation of the laserinduced ignition process in cryogenic liquid rocket engines. First, integration options of laser ignition systems into rocket engines were formalized. Then, the energy deposition within the propellants was analyzed analytically and numerically to determine the available energy for ignition. Afterwards, the minimum pulse energies needed for reliable ignition were determined experimentally in a thruster at the test bench M3.1 at the DLR Institute of Space Propulsion in Lampoldshausen. The identified minimum pulse energies of 0,8 to 33,2 mJ varied significantly in function of the ignition location and pressure conditions before propellant injection. No ignition was achieved with the maximum laser energy for vacuum conditions at ignition locations close to the injector faceplate which can be attributed to the high fuel velocities after injection into the chamber and limited mixing at this location. The low pulse energies needed for ignition allow future investigation of fibre-based transportation of the laser pulses. Based on these test results, experiments have been realized to investigate into the effects of propellant sequence variations onto the ignition success. These tests were carried out at the research and technology test bench P8 using a subscale combustor with LOX/GH2 and LOX/GCH4. As a result, intervals of propellant injection parameter like mixture ratio, momentum flux ratio and fuel injection characteristics were derived to ensure reliable ignition. The corresponding intervals are larger for LOX/GH2 compared to LOX/GCH4. In particular for LOX/GCH4, the methane injection characteristics were found to be critical for the flame spreading and anchoring. Additionally, a propellant sequencing with short, oxygen rich pre-flow was identified as favorable for reliable ignition and low ignition overpressures. By these results, this thesis contributes to the application scenarios, sequencing strategies of laser-induced ignition for cryogenic liquid rocket engines. At the same time, it opens perspectives for fibre-based laser ignition systems for space transportation systems.
OpenAccess: 
PDF
(additional files)
Dokumenttyp
Dissertation / PhD Thesis/Book
Format
online
Sprache
German
Externe Identnummern
HBZ: HT021731149
Interne Identnummern
RWTH-2023-00657
Datensatz-ID: 862995
Beteiligte Länder
Germany
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