Testfälle (DLR)

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Das Institut für Raumfahrtantriebe des DLR stellt folgende Testfälle zu Verfügung:

Sofern Sie an der Nutzung der Daten interessiert sind, laden Sie die entsprechende Lizenzvereinbarungen herunter. Bitte senden Sie im Anschluss die unterzeichnete Lizenzvereinbarung an zurück. Wir stellen Ihnen im Anschluss einen Download der Daten zur Verfügung.

 
 

Testfall HF-1/4

Testfall HF-1/4: Dämpfung in Kavitäten Urheberrecht: DLR | Institut für Raumfahrtantriebe

Der Testfall HF-1/4 dient dazu, die Fähigkeit von Simulationswerkzeugen zur Vorhersage der akustischen Dämpfung in einer mit λ/4-Absorbern ausgestatteten Brennkammer zu bewerten. Der Brennraum ist für diesen Testfall mit Luft gefüllt und es liegt keine konvektive Strömung vor. Bei geringen akustischen Störeinflüssen ist der Hauptdämpfungsmechanismus die viskose und thermische Dissipation in den akustischen Grenzschichten. Da die Dicke dieser Grenzschichten bei Raketenmotoren typischerweise weniger als 0.1 mm betragen, ist der rechnerische Aufwand zur Auflösung solcher Grenzschichten für industrielle Werkzeuge unerschwinglich und die Dissipationsmechanismen müssen modelliert werden.

Das DLR hat umfangreiche experimentelle Messungen der "kalten" Dämpfung der "Common Research Chamber" (CRC) durchgeführt, die die zylindrische Geometrie besitzt und mit einer oder mehreren Dämpfungskavitäten variabler Länge ausgestattet ist.

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Relevante Referenzen

  1. M. Oschwald, Z. Farago, G. Searby. "Resonance frequencies and damping of a cylindrical combustor acoustically coupled to an absorber", Journal of Propulsion and Power, Vol. 24, pp. 524-533, 2007

 
 

Testfall HF-6

Testcase HF-6: LOX/H2-Verbrennung unter erzwungener akustischer Anregung Urheberrecht: DLR | Institut für Raumfahrtantriebe

Ziel des Testfalls ist es, die Vorhersagefähigkeit numerischer Simulationswerkzeuge für thermo-akustische Wechselwirkungen in Raketenbrennkammern zu überprüfen. Die Bedingungen im Brennraum sind dabei repräsentativ für Oberstufenmotoren.

Am DLR-Institut für Raumfahrtantriebe wird die Brennkammer BKH eingesetzt, um die Wechselwirkung von LOX/H2-Verbrennung und Akustik experimentell zu untersuchen. Die Experimente, die diesem Testfall zu Grunde liegen, wurden am Prüfstand P8 für kryogene Hochdruckverbrennung durchgeführt.

Die BKH hat einen rechteckigen Querschnitt und kann mit einer Sirene bei akustischen Frequenzen angerregt werden, wie sie für Hochfrequenzinstabilitäten typisch sind. Die Brennkammer kann bei Drücken bis zu 60 bar betrieben werden, d.h. bei überkritischem Druck bzgl. Sauerstoff. Die fünf Einspritzelemente sind in Dimension, Durchfluss und Anordnung repräsentativ für Oberstufenmotoren. Fenster ermöglichen optischen Zugang zum Brennraum.

Tests wurden bisher mit Wasserstoff als Brennstoff bei Umgebungs- und Tieftemperatur durchgeführt. Hochgeschwindigkeitsvisualisierung wurde eingesetzt, um die räumliche und zeitliche Antwort des LOX-Sprays und der Flamme auf die erzwungene akustische Anregung zu erfassen.

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Relevante Referenzen

  1. J. Hardi, M. Oschwald, B. Dally. "Flame response to acoustic excitation in a rectangular rocket combustor with LOX/LH2 propellants", CEAS Space Journal, 2, 2011, pp. 41–49
  2. J. Hardi, M. Oschwald, B. Dally. "Acoustic characterisation of a rectangular rocket combustor with liquid oxygen and hydrogen propellants", Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G: Journal of Aerospace Engineering, Volume 227, Issue 3, March 2013, Pages 436-446
  3. J. Hardi, S. Beinke, M. Oschwald, B. Dally. "Coupling of LOX/H2 Flames to Longitudinal and Transverse Acoustic Instabilities", Journal of Propulsion and Power, Vol. 30, No.4, 2014
  4. J. Hardi, H.C. Gomez Martinez, M. Oschwald. "LOX Jet Atomization under Transverse Acoustic Oscillation", Journal of Propulsion and Power, Vol. 30, No. 2, pp. 337-349, 2014
  5. S. Webster, J. Hardi, M. Oschwald. "Characterization of Acoustic Energy Content in an Experimental Combustion Chamber with and without External Forcing", CEAS Space Journal, Vol. 7, pp. 37-51, 2015
  6. J. Hardi, M. Oschwald. "Cryogenic Oxygen Jet Response to Transverse Acoustic Excitation With the First Transverse and the the First Combined Longitudinal –Transverse Modes", Progress in Propulsion Physics, Vol. 8, pp. 75-94, 2016
  7. S. Webster, J. Hardi, M. Oschwald. "Measurement of Acoustic Dissipation in an Experimental Combustor Under Representative Conditions", Journal of Sound and Vibration, Vol. 390, pp. 39-54, 2017
  8. S. Webster. "Analysis of Pressure Dynamics, Forced Excitation and Damping in a High Pressure LOX/H2 Combustor", Dissertation, RWTH Aachen University, Deutschland, 2016
 
 

Testfall HF-7

LOX/H2-Verbrennung mit selbst-erhaltender akustischer Anregung Urheberrecht: DLR | Institut für Raumfahrtantriebe

Die zylindrische Brennkammer D (BKD) hat einen Einspritzkopf mit 42 Koaxialinjektoren und wird mit flüssigem Sauerstoff und Wasserstoff bei Drücken von bis zu 80 bar betrieben. In speziell für die Untersuchung des Stabilitätsverhaltens der Brennkammer in Abhängigkeit von den Betriebsbedingungen konzipierten Testkampagnen konnte festgestellt werden, dass die BKD sowohl an stabilen Lastpunkten als auch an Lastpunkten mit selbsterregten hochfrequenten akustischen Anregungen betrieben werden kann.

Aufgrund der Komplexität des Versuchsaufbaus wurde der Testfall in drei Teile geteilt. Die Ziele dieses ersten Teils konzentrieren sich auf die akustischen Eigenmoden, ihrer Amplituden und ihrer Dämpfung für zwei ausgewählte Betriebspunkte LP1 und LP2. Im zweiten Schritt soll für diese beiden Lastpunkte die Amplitude der Schwingungen der 1T-Mode sowie die Linienbreite der 1T-Mode simuliert werden. Im dritten Schritt sollen die Simulationen der Schritte eins und zwei auf die beiden Lastpunkte LP3 und LP4 angewendet werden. Die beiden Lastpunkte der dritten Stufe zeichnen durch eine kältere Wasserstofftemperatur aus.

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Relevante Referenzen

  1. Gröning S., Hardi J., Suslov D., Oschwald M., Influence of hydrogen temperature on the stability of a rocket engine combustor operated with hydrogen and oxygen, CEAS Space Journal, Vol. 9, pp. 59-76, 2017
  2. Gröning S., Hardi J.S., Suslov D., Oschwald M., Injector-Driven Combustion Instabilities in a Hydrogen/Oxygen Rocket Combustor, Journal of Propulsion and Power, Vol. 32, pp. 560-573
  3. Gröning S., Hardi J.S., Suslov D., Oschwald, M., Analysis of phase shift between oscillations of pressure and flame radiation intensity of self-excited combustion instabilities, 6th EUCASS, Krakow, Poland, 2015
  4. Gröning S., Suslov D., Hardi J., Oschwald M., Influence of hydrogen temperature on the acoustics of a rocket engine combustion chamber operated with LOX/H2 at representative conditions, Space Propulsion Conference, Cologne, Germany, 2014
  5. Gröning S., Untersuchung selbsterregter Verbrennungsinstabilitäten in einer Raketenbrennkammer, Dissertation, RWTH Aachen University, Deutschland, 2017
 
 

Testfall HT-1

Testfall HARCC: Wärmeübertragung in Kaltluftkanälen mit H2 und CH4 Urheberrecht: DLR | Institut für Raumfahrtantriebe

Ziel des Testfalls ist es, die Vorhersagefähigkeit numerischer Simulationswerkzeuge für Wärmeübergang in Kühlkanälen regenerativ gekühlter Raketenbrennkammern zu überprüfen. Die Bedingungen im Brennraum sind dabei repräsentativ für Oberstufenmotoren.

Am DLR-Institut für Raumfahrtantriebe wird die Brennkammer BKD mit dem HARCC-Segment eingesetzt, um die Kühlung von Raketenbrennkammern mit Wasserstoff und Methan zu untersuchen. Die Experimente, die diesem Testfall zu Grunde liegen, wurden am Prüfstand P8 für kryogene Hochdruckverbrennung durchgeführt.

Das HARCC-Segment besitzt vier Segmente mit unterschiedlichen Kühlkanalgeometrien. Die Geometrien der rechteckigen Kanäle unterscheiden sich dabei durch das Aspektverhältnis (Höhe-zu-Breite Verhältnis). Dieses reicht von 1.7 (Q1) bis 30 (Q3). Das Ziel der Tests war zum einen die Untersuchung der thermischen Schichtung, die in Kanälen mit hohen Aspektverhältnissen auftritt und zum anderen die Untersuchung des heat transfer deterioration (HTD) Effekts, der bei der Kühlung von Methan bei Drücken nahe des kritischen Drucks auftritt und zu einer drastischen Minderung der Kühlwirkung führt.

Die Strukturtemperatur des HARCC-Segments wurde mit insgesamt 80 Thermoelementen in verschiedenen axialen und vertikalen Positionen gemessen. Diese Daten ermöglichen eine detaillierte Überprüfung von numerischen Auslegetools.

Der Testfall beinhaltet einen stationären Lastpunkt für die Kühlung mit Wasserstoff sowie zwei stationäre Lastpunkte für die Kühlung mit Methan, wobei bei einem Lastpunkt der HTD-Effekt untersucht werden kann.

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Relevante Referenzen

  1. J. Haemisch, D. Suslov, M. Oschwald: “Experimental Investigations of Heat Transfer Processes in Cooling Channels for Cryogenic Hydrogen and Methane at Supercritical Pressure”, In: di Mare F., Spinelli A., Pini M. (eds) Non-Ideal Compressible Fluid Dynamics for Propulsion and Power. NICFD 2018. Lecture Notes in Mechanical Engineering. Springer, Cham. https://doi.org/10.1007/978-3-030-49626-5_1
  2. J. Haemisch, D. Suslov, M. Oschwald: “Experimental and Numerical Investigation of Heat Transfer Processes in Rocket Engine Cooling Channels Operated with Cryogenic Hydrogen and Methane at Supercritical Conditions”, 32nd International Symposium on Space Technology and Science (ISTS) Conference, Fukui city, Japan 2019
  3. J. Haemisch, D. Suslov, M. Oschwald: “Experimental Study of Methane Heat Transfer Deterioration in a Subscale Combustion Chamber”, Journal of Propulsion and Power, Vol. 35, No.4, 2019, https://doi.org/10.2514/1.B37394
  4. J. Haemisch, “Wärmeübergang von Wasserstoff und Methan in Kühlkanälen regenerativ gekühlter Schubkammern kryogener Raketentriebwerke“, Dissertation, RWTH Aachen University, Germany, 2020
 

Testfall IN-1

Testfall IN-1: Tropfencharakterisierung Urheberrecht: DLR | Institut für Raumfahrtantriebe

Mittels eines kryogenen Temperier- und Einspritzsystems am Prüfstand M3.3 am DLR Lampoldshausen wurde die Flashverdampfung von flüssigem Stickstoff (LN2) bei der Einspritzung unter Höhenbedingungen experimentell untersucht.

Die für den Flashverdampfungsprozess nötige Überhitzung des Testfluids kann neben variablen Einspritztemperaturen vor allem durch die Wahl eines vakuumnahen Gegendrucks in der Vakuumkammer des Prüfstands generiert werden. Die zylindrische Kammer mit einem Innendurchmesser von 300 mm ist mit vier optischen Zugängen ausgestattet, um die Sprays und deren Beschaffenheit mittels High-speed Shadowgraphy und der laseroptischen Phasen-Doppler Diagnostik (PDA) zu visualisieren.

Dabei wurden für diesen Testfall stark überhitzte LN2-Sprays mit konstanten Einspritzbedingungen erzeugt und mittels PDA die lokalen Verteilungen der Tropfengeschwindigkeiten und -durchmesser in den Sprays gemessen.

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Relevante Referenzen

  1. A. Rees, H. Salzmann, J. Sender und M. Oschwald: "Investigation of flashing LN2-jets in terms of spray morphology, droplet size and velocity distributions", 8th EUCASS Conference, Madrid, Spanien, 2019.
  2. A. Rees, L. Araneo, H. Salzmann, E. Kurudzija, D. Suslov, G. Lamanna, J. Sender und M. Oschwald: "Investigation of velocity and droplet size distributions of flash boiling LN2-jets with phase Doppler anemometry", 29th ILASS-Europe Conference, Paris, Frankreich, 2019.
  3. J.W. Gärtner, A. Kronenburg, A. Rees, J. Sender, M. Oschwald und G. Lamanna: "Numerical and experimental analysis of flashing cryogenic nitrogen", Int. J. Multiph. Flow, 130:103360, 2020.
  4. A. Rees, L. Araneo, H. Salzmann, G. Lamanna, J. Sender und M. Oschwald: "Droplet velocity and diameter distributions in flash boiling liquid nitrogen jets by means of phase Doppler diagnostics", Exp Fluids, 61, 2020.
  5. A. Rees, H. Salzmann, J. Sender und M. Oschwald: "About the morphology of flash boiling liquid nitrogen sprays", At. Sprays, anerkannt im September 2020.
  6. A. Rees: "Experimentelle Untersuchung der Flashverdampfung infolge der Einspritzung von kryogenem Stickstoff unter Höhenbedingungen", Dissertation, RWTH Aachen, Oktober 2020.