Aerodynamic analyses of retro propulsion assisted descent and landing of launcher configurations

Marwege, Ansgar Georg; Heufer, Karl Alexander; Gülhan, Ali

doi:43480

Aerodynamic analyses of retro propulsion assisted descent and landing of launcher configurations = Aerodynamische Analysen zur Rückführung und Landung von Raumtransportsystemen mit Hilfe von Retro-Propulsion

Marwege, Ansgar Georg^RWTH*

2024

Verantwortlichkeitsangabevorgelegt von Ansgar Georg Marwege

ImpressumKöln : Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt 2024

Umfang1 Online-Ressource : Illustrationen

ReiheForschungsbericht / DLR, Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt ; 2024,14

Dissertation, Rheinisch-Westfälische Technische Hochschule Aachen, 2024

Veröffentlicht auf dem Publikationsserver der RWTH Aachen University

Genehmigende Fakultät
Fak04

Hauptberichter/Gutachter
Heufer, Karl Alexander (Thesis advisor)^RWTH* ; Gülhan, Ali (Thesis advisor)^RWTH*

Tag der mündlichen Prüfung/Habilitation
2024-03-28

Online
DOI: 10.18154/RWTH-2024-06778
URL: https://publications.rwth-aachen.de/record/989402/files/989402.pdf

Einrichtungen

Lehrstuhl für Hochdruck-Gasdynamik (415510)

Thematische Einordnung (Klassifikation)
DDC: 620

Kurzfassung
Wiederverwendbare Raumtransportsysteme die mit Hilfe von „Retro-Propulsion“ beim Abstieg verzögert und vertikal gelandet werden, gelten als der nächste notwendige Schritt in der Evolution der Europäischen Trägersysteme um diese kosteneffizienter und kompetitiver zu machen. „Retro-Propulsion“ beschreibt dabei die Verzögerung des Fahrzeugs mit durch gegen die Flugrichtung gerichteten Triebwerken. Im Projekt „RETALT“ wurden die Schlüsseltechnologien für diese mit Retro-Propulsion landenden Systeme untersucht. Diese Arbeit konzentriert sich auf die stationären und instationären aerodynamischen Phänomene, die während der drei Phasen des Abstiegs und der Landung auftreten. Die drei Phasen sind der Wiedereintrittszündung, die aerodynamische Phase und die Landezündung. Die Wiedereintrittszündung ist ein Verzögerungsmanöver in großen Höhen mit mehreren Triebwerken, das zur Reduktion des Staudrucks und der Wärmelasten in der darauffolgenden aerodynamischen Phase dient. Die aerodynamische Phase ist eine Flugphase ohne aktiven Schub. Die Landezündung ist das finale Retro-Propulsion-Manöver, das die Geschwindigkeit des Fahrzeugs für die Landung auf null bringt. Die Wiedereintrittszündung wurde im Hyperschallwindkanal Köln (H2K) getestet, die aerodynamische Phase in der Trisonischen Messstrecke Köln (TMK) und die Landezündung in der Vertikalen Messstrecke Köln (VMK). Die Abgasstrahlen in den Schubphasen wurden mit Druckluft simuliert. Zur Beschreibung der – insbesondere in den Schubphasen – stark instationären Strömungsfelder wurden orthogonale Zerlegungen (Proper Orthogonal Decomposition, POD) von Hochgeschwindigkeitsschlierenaufnahmen und Spektralanalysen von hochfrequenten Druckmessungen ausgewertet und eine gemittelte Lösung der Moden vorgeschlagen. Für die aerodynamische Phase wurde eine analytische Methode zur Auslegung der Steuerflächen entwickelt. Diese wurde mit Windkanalexperimenten validiert und eine gute Übereinstimmung gezeigt. Die Wiedereintrittszündung und die Landezündung wurden hinsichtlich ihrer stationären und instationären Strömungsphänomene untersucht. Für die Wiedereintrittszündung sind die dominierenden Ähnlichkeitsparameter der Schubkoeffizient und der Ruhedruck stromab des Bugstoßes. Konfigurationen mit unterschiedlichen Anzahlen von Triebwerken können mit dem Gesamtschubkoeffizienten skaliert werden. Die bestimmenden Ähnlichkeitsparameter für die Landezündung sind das Umgebungsdruckverhältnis (Ambient Pressure Ratio, APR) und das Impulsstromdichteverhältnis (Momentum Flux Ratio, MFR). Vor allem beim Landeanflug wurden stark dominante Frequenzen gefunden, die in Bereichen der kritischen Strouhalzahlen von Heckströmungen bei Aufstiegskonfigurationen liegen. Die normierten Druckschwankungen während des Landeanflugs sind eine Größenordnung größer als bei diesen Heckströmungen.

Reusable launchers which are descending and landing vertically with the aid of firing the engines against the flight velocity, the so-called retro propulsion, are considered the next step in the evolution of European launchers to make them more cost efficient and competitive. In the RETALT project key technologies for these retro propulsive landing configurations have been investigated. This thesis is focused on the steady and unsteady aerodynamic phenomena occurring during the three main flight phases of the descent and landing trajectory, namely, the reentry burn, the aerodynamic phase, and the landing burn. The reentry burn is a deceleration maneuver at high altitudes with several active engines, which serves to lower the dynamic pressure and heat loads in the aerodynamic phase. The aerodynamic phase is the unpropelled phase of the trajectory. The landing burn is the final retro propulsive maneuver which brings the velocity of the vehicle down to zero at touch down. The reentry burn was tested in the Hypersonic Wind Tunnel Cologne (H2K), the aerodynamic phase was tested in the Trisonic Wind Tunnel Cologne (TMK), and the landing burn was tested in the Vertical Free-Jet Facility Cologne (VMK). The exhaust plumes in the propelled phases were simulated with cold gas jets with pressurized air. Proper Orthogonal Decomposition (POD) of high speed Schlieren recordings and spectral analyses of high frequency pressure measurements were performed and an average modal solution was proposed to describe the strongly unsteady flow field, especially in the propelled phases. For the aerodynamic phase, an analytical model was developed for the design of the Aerodynamic Control Surfaces (ACS), which was validated against results of wind tunnel experiments and showed good agreement. The reentry burn and the landing burn were investigated regarding their steady and unsteady flow features. For the reentry burn the main scaling parameters are the thrust coefficient and the total pressure downstream of the bow shock. Configurations with different numbers of engines can be scaled with the total thrust coefficient. The main scaling parameters for the landing burn are the Ambient Pressure Ratio (APR) and the Momentum Flux Ratio (MFR). Strongly dominant frequencies were found especially during the landing approach, which are in the range of critical Strouhal numbers found for near-wake flows of ascent configurations. The normalized pressure fluctuations during the landing approach are one order of magnitude larger than for these near-wake flows.

OpenAccess:
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