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Logo des Forschungsprojektes SFB-TR 40

SFB TR40: Technologische Grundlagen für den Entwurf thermisch und mechanisch hochbelasteter Komponenten zukünftiger Raumtransportsysteme

Stellvertretender Sprecher, Koordination Teilbereich B: Prof. Dr.-Ing. Rolf Radespiel

Ausführliche Informationen erhalten Sie auf der: Webseite des SFB TR40.

 

Die Aufgabe

Der Sonderforschungsbereich TR40 (SFB TR40) hat es sich zur Aufgabe gemacht, Raketenantriebe in Raumtransportsysteme zu integrieren um so einen Kompromiss zwischen Entwicklungs- und Herstellungskosten und Leistung zu schaffen. Um dies dauerhaft zu ermöglichen, wird bei den primären Antriebseinheiten (nach wie vor) auf chemische Raketenantriebe gesetzt, denn diese Art des Antriebs liefert in naher Zukunft den besten Ausgleich zwischen Entwicklungs- und Herstellungskosten. Um mit internationalen Anbietern konkurrieren zu können, bedarf es einer starken Förderung des technischen Fortschritts auf diesem Themengebiet. Dies fordert also starke Verbesserungen und innovative Ideen, die maßgeblich durch nachhaltige Grundlagenforschung und durch die Verbindung nationaler Forschungskompetenz in gemeinschaftlicher Arbeit funktioniert. Um dies zu gewährleisten, richtete die Deutsche Forschungsgemeinschaft schließlich den SFB TR40 ein, der sich nunmehr seit Juli 2008 auf die Komplexität und die extremen thermischen und mechanischen Belastungen im Bereich der Raumtransportsysteme konzentriert.


Die Forschungsprogramme A, B, C, D und K

Der SFB TR40 setzt sich aus insgesamt 5 Teilprojekten (A, B, C, d und K) zusammen, die jeweils für verschiedene Themenbereiche zuständig sind.

Teilprojekt A: Strukturkühlung

Unterprojekte

A1: Multiskalentechniken für die Simulation der Kühlmittelströmung durch poröse Medien

A2: Filmkühlung in Raketendüsen

A3: Auswirkungen der erhöhten Wärmeübertragung bei oszillierender Strömung auf die thermische Belastung und Dämpfungsleistung von Resonatoren

A4: Numerische Simulation der Filmkühlung in Überschall-Grenzschichten

A5: Innovative Kühlung von Raketenbrennkammern

 

Kurzbeschreibung

Dieser Bereich beschäftigt sich mit der Aufgabe der Strukturkühlung an besonders kritischen Komponenten der Schubkammer. Da diese aufgrund der enormen Druckbelastung und der extrem hohen Temperatur in Brennkammer und Düsenhals sehr starker thermischer Belastungen ausgesetzt sind, entsteht ein stetiger Druckverlust im Kühlsystem. Um dies zu kompensieren oder gar gänzlich zu vermeiden, sollen verbesserte Maßnahmen zur Film- oder Transpirationskühlung entwickelt werden. Schwierigkeiten, die hier allerdings auftreten können, sind die komplexen Wechselwirkungen zwischen heißer Strömung und Kühlmittelströmung, die zuerst genau untersucht werden müssen, bevor der Wärmeübergang vorhergesagt werden kann. Weitere Einschränkungen herrschen auch bei der Transpirationskühlung, die vor allem in Kombination mit keramischen Bauteilen von Vorteil sein kann.

Teilprojekt B: Heckströmungen

Unterprojekte

B1: Experimentelle Analyse der Wechselwirkung zwischen heißer Düsenströmung und Transschallströmung

B2: Berechnung passiv und aktiv Beeinflusster turbulenter Scherschichten im Nachlauf stumpfer Körper

B4: Experimentelle Methodik zur Charakterisierung turbulenter Nachläufe mit Treibstrahl

B5: Effiziente Berechnung der transsonischen Heckströmung mit heißem Düsenstrahl

B5: RANS-Modell für poröse Oberflächen

B6: Charakterisierung und Kontrolle turbulenter Nachlaufströmungen im Transschall mit und ohne Treibstrahlsimulation

 

Kurzbeschreibung

Das Gebiet, mit der sich dieses Projekt befasst, bezieht sich auf die aerodynamischen Phänomene und deren Wechselwirkungen, die im Bereich der einzelnen Strömungsverhältnisse im raketengetriebenen Raumtransport entstehen. Besonders im schallnahen Teil der Flugtrajektorie können Schwankungen, vor allem der Strömungen im Nachlauf des Raketenkörpers sowie im Bereich der Düsenströmung beobachtet werden, die mitunter zu unerwünschten Strukturschwingungen führen und daher verhindert werden müssen. Außerdem ist ein weiterer wichtiger Aufgabenbereich die Analyse der relevanten Dynamik der Heckströmung und mit welchen Simulationsmodellen diese vorhergesagt werden kann. Für die Simulation der aerodynamischen Wechselwirkungen zwischen Scherschichten des Nachlaufs und der heißen Drüsenströmung wurden bisher maßgeblich Methoden vorgenommen, die auf den Reynoldsgemittelten Navier-Stokes-Gleichungen (RANS) verwendet wurden. Allerdings tauchten hier immer wieder Unstimmigkeiten in Bezug auf die aerodynamischen Lasten am Heck auf, weshalb die Dynamik nicht aufgelöst werden konnte. Dieses Problem soll nunmehr durch eine enge Zusammenarbeit von hoch auflösenden Experimenten sowie von turbulenzauflösenden, numerischen Simulationen erreicht werden.

Teilprojekt C: Brennkammer

Unterprojekte

C1: Modellierung von Einspritz-, Misch- und Verbrennungsvorgängen in Raketenmotoren unter Realgasbedingungen

C3: Thermofluiddynamische Instabilitäten in Raketenmotoren

C4: Experimentelle und numerische Untersuchung von Verdunstungsvorgängen im transkritischen Gebiet

C5: Unter- und Überkritische Simulation von Raketenbrennkammern mit Assumed- und Transportgleichungs-PDF-Verfahren

C6: Modellierung der Wärmeübertragung in Raketenbrennkammern

C7: Wechselwirkung von Akustik und Verbrennung in Raketenbrennkammern

 

Kurzbeschreibung

Thema dieses Teilprojektes ist die Entwicklung und Vernetzung von Werkzeugen zur Synthese neuer Triebwerke. Mithilfe dieser Arbeitsmittel soll eine zuverlässige Vorausberechnung der thermofluiddynamischen Vorgänge in Raketenschubkammern gewährleistet werden. Daraus ergeben sich zwei Ebenen, die beachtet werden müssen: zum einen die genaue Charakterisierung der kompressiblen stationären reagierenden Strömungen mit der hauptsächlich konvektiven Wärmeübertragung auf die Wände; zum anderen, und basierend auf dem Vorherigen, die Berechnung der Stabilität gegen das Auftreten von gefährlichen Verbrennungsinstabilitäten. Langfristig zielt das Forschungsprogramm auf die Darlegung der Modellierung der o.g. Phänomene in einer filmgekühlten Brennkammer mit mehreren Injektoren (Demonstrator-Schubkammer) mit den entwickelten Werkzeugen ab.

Teilprojekt D: Schubdüse

Unterprojekte

D1: Gekoppelte Lösungsansätze und Sensitivitätsanalyse von Aero-thermoelastizitätsproblemen im Überschall

D2: Mechanische Integrität von Wärmedämmschichten – Schichtenentwicklung und Mikromechanik

D3: Lebensdauervorhersage für Düsenstrukturen unter Strömungsbelastungen

D4: Wechselwirkung von Strömung und Struktur in Schubdüsen

D6: Experimentelle Untersuchungen zur Strömungs-Struktur-Wechselwirkung an generischen Modellen

D7: Entwicklung neuartiger faserkeramischer Werkstoffe für Schubkammern

D8: Diskrete Schäden in Raketentriebwerken

D9: Experimentelle Untersuchung zur Lebensdauervorhersage

 

Kurzbeschreibung

Im Teilbereich D versammeln sich jene Teilprojekte, welche sich mit der Modellbildung und den physikalischen Grundlagen für die thermische und mechanische Fluid-Struktur-Interaktion in der Schubdüse befassen. Um diese Wechselwirkungen unter Kontrolle zu bekommen, arbeiten die Projekte deshalb an neuen Konzepten und Methoden. Die physikalischen Relationen und Wechselwirkungen erzeugen eine besonders enge Bindung an die Projekte anderer Teilbereiche, die sich mit der Vorhersage der Brennkammer- und Heckströmung befassen.

Teilprojekt K: Schubkammer

Unterprojekte

K1: Experimentelle und numerische Untersuchung von Verbrennung und Wärmeübergang in Raketenschubkammern

K2: Untersuchung von Dual-Bell-Drüsen unter anwendungsnahen Bedingungen

K3: Experimentelle Untersuchung der Injektor-Wand-Wechselwirkung in einer 2D-Raketenmodellbrennkammer

 

Kurzbeschreibung

Der Teilbereich K beschäftigt sich zum einen mit dem Transfer der entwickelten Methoden und Konzepte in der Anwendung; zum anderen stellt ein weiteres wesentliches Aufgabenfeld die Maßnahmen zur Konzeption des VSD und zur Klärung der Demonstrator-Schubkammer dar. Der Teilbereich K wird deshalb durch jene Teilprojekte erweitert, die sich mit der Entwicklung und Verbesserung der Methoden und Konzepten beschäftigen, die einzig für diese Aufgaben eingesetzt werden können.

 

Alle Inhalte der einzelnen Teilprojekte können ausführlich auf der Homepage des SFB TR40 nachgelesen werden.


  aktualisiert am 20.06.2016
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