TU BRAUNSCHWEIG

 

Übersicht
Der Hyperschallwindkanal Ludwiegrohr [1] erzeugt eine Mach 6 Strömung bei einer Reynolds-Zahl bis zu 18 Millionen im intermittierenden Betrieb. Die Messstrecke erlaubt die Aufnahme von etwa 200 mm großen Modellen. Die messtechnische Ausrüstung beinhaltet Schlierenoptik, Infrarot-Kamera und Druckmesstechnik.

Arbeitsprinzip
Der HLB besteht aus einem langen Ludwieg`schen Druckspeicherrohr mit einer sich anschließenden konvergent-divergenten Düse, welche den Gasstrom in Richtung der Messstrecke expandiert. Im Anschluss an die Messstrecke wird das Gas durch einen Überschalldiffusor geleitet und in einem Vakuumkessel aufgefangen. Ein Schnellschlussventil vor dem engsten Düsenquerschnitt trennt vor dem Versuch den Überdruckteil vom Unterdruckteil der Anlage. Wenn das Ventil öffnet, läuft eine Expansionswelle in das Speicherrohr hinein, wird an dessen Ende reflektiert und läuft zurück zum Ventil. Der dafür notwendige Zeitraum bestimmt die Versuchsdauer, während der in der Düse und somit in der Messstrecke konstante Strömungsbedingungen vorliegen. Dieses einfache, nach seinem Erfinder Hubert Ludwieg benannte Arbeitsprinzip erzeugt eine hypersonische Strömung hoher Qualität ohne die Notwendigkeit einer aufwendigen Totaldruckregelung und großer Beruhigungskammern wie in konventionellen "blow-down"-Anlagen. Die für die Anlage benötigte elektrische Leistung sowie die gesamten Betriebskosten sind bemerkenswert gering.

Auslegungsparameter
Der HLB ist für die Machzahl 6 ausgelegt. Die Messstrecke hat einen Durchmesser von 0,5 m. Die maximale Reynoldszahl hängt von dem Druck im Speicherrohr ab, welcher auf maximal 30 bar beschränkt ist. Die Versuchszeit mit konstanten Strömungsbedingungen ist durch die Speicherrohrlänge von 17 m bestimmt. Das Ventil arbeitet mit einem pneumatisch getriebenen Stößel, der den Düsenhals 160 ms nach dem Öffnen wieder schließt. Das Speicherrohr ist in einen beheizten und einen unbeheizten Abschnitt unterteilt, um Kondensation in der Messstrecke zu verhindern und Wärmeübergangsmessungen zu emöglichen. Der 6 m³ fassende Vakuumkessel ermöglicht das Starten der Hyperschallströmung und hält den Gegendruck klein, um den Zusammenbruch der Strömung während der Versuchszeit zu verhindern. Der HLB ist mit einem Hochdruckkompressor und anschließendem Druckluftspeicher, sowie mit einer leistungsfähigen Vakuumpumpe ausgestattet. Dieses System gestattet schnelle Versuchsfolgen mit bis zu 10 Kanalläufen pro Stunde.

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Geometriedaten
Messstrecke D = 0.5m
Gesamtlänge L = 26 m
Rohrlänge L = 17 m
Rohrdurchmesser D = 0.22 m
Vakuumkessel V = 6 m³

Strömungsdaten
Ma = 6
Re = 3 - 20 mill.
p0 = 3 - 30 bar
T0 = 500 K
Laufzeit 80 ms

Antriebssystem
Vakuumpumpe 450 l/min
Kompressor 125 l/min
Hochdruckspeicher 10**5 bar*l
El. Anschlussleistung 20 kW

 

Messstrecke
Die divergente Düse wurde sorgfältig konturiert. Der Öffnungshalbwinkel variiert von anfangs 7.5° bis 3° am Düsenaustritt. Somit behält die Strömung in der Messstrecke eine leichte Divergenz, wodurch die Düsenströmung unempfindlich gegenüber leichten Abweichungen des Betriebszustandes vom Auslegungspunkt ist. Vergleiche von numerischen Strömungssimulationen und Messungen zeigen, dass die Ungleichförmigkeiten des Pitotdruckes über den nutzbaren Messquerschnitt nicht größer sind als +/-1,2% des Mittelwertes betragen. Das entspricht einer Machzahlvariation von +/-0.6%. Die Messstrecke selbst hat einen konstanten Kreisquerschnitt mit einem darunter montierten Behältnis, welches eine extern gesteuerte XZ-Traverse enthält. Optischen Zugang zur Messstrecke gewähren drei Fenster mit 260 mm Durchmesser, die sich zu beiden Seiten und an der Oberseite der Messstrecke befinden.

Messtechnik
Der Kanal ist mit einem 8-Kanal Datenakquisitionssystem für die Messungen des Pitotdruckes bei einer Datenrate von 10 kHz ausgestattet. Ein Rechen mit 6 Pitotröhrchen ist an der XZ-Traverse montiert und erlaubt somit die Vermessung des Strömungsfeldes in der Messstrecke. Zudem wird der instationäre Temperatur- und Druckverlauf am Eintritt in die Düse gemessen. Die Visualisierung der Strömung wird durch ein Schlierensystem ermöglicht. Die Schlierenmethode nutzt die Abhängigkeit des optischen Brechungsindex von der Gasdichte und macht so Dichtegradienten im Strömungsfeld sichtbar. Aufgrund der räumlichen Gegebenheiten am HLB wurde ein unkonventioneller, einseitiger Schlierenaufbau gewählt. Ein Infrarot-Kamerasystem der Firma Indigo mit einer Auflösung von 320 x 256 Pixeln und einer Bildfrequenz von 340 Hz steht für Temperaturmessungen zur Verfügung. Forschungsarbeiten zur Wärmestrombestimmung aus Thermographiedaten befinden sich im Fortschritt.

Darüberhinaus ist das instationäre Strömungsfeld zu Beginn des Messbetriebs sowie dessen Auswirkung auf die Umströmung eines generischen Testkörpers Gegenstand umfangreicher numerischer Untersuchungen.

[1]

Estorf, M.; Wolf, T. und Radespiel, R.:
Experimental and numerical investigations on the operation of the Hypersonic Ludwieg Tube Braunschweig.
5th European Symposium on Aerothermodynamics for Space Vehicles, 2004

[2] Wolf, T.; Estorf, M.; Radespiel, R.:
Simulation of the Time-Dependent Flow Field in the Hypersonic Ludwieg Tube Braunschweig.
4th Atmospheric Reentry Vehicles & Systems, 2005.

Extended Mach 3 Nozzle

A Mach 3 supersonic nozzle is newly designed based on the infrastructure of the HLB [3]. By replacing the Mach 6 nozzle to a Mach 3 nozzle, together with inserting an additional nozzle and an settling chamber,the new tunnel succeeds to produce a Mach 3 flow. The new nozzle shares the storage tube, test section, diffuser and damp tank with the original HLB. The new tunnel inherits the steady stagnation storage tube flow conditions and the high operation efficiency from the HLB. Compared to the preferred hot run of HLB, the Mach 3 tunnel has no problem with condensation at an ambient stagnation temperature, which improves the tunnel efficiency further.

Tandem Nozzle Supersonic Wind Tunnel

Complementary Geometric Data
2nd nozzle length                L = 1. 524 m
Settling chamber length      L = 1.049 m
Settling chamber diameter  D = 0.354 m
1st nozzle length                 L = 0.239 m

Complementary Flow Data
Ma =3
Re = 1.5 - 17.5 mill.
p0 = 3 - 30 bar
T0 = 500 K
Run time 80 ms

[3]

Wu, J.; Radespiel, R.:
Tandem nozzle supersonic wind tunnel design
Int.J.of Engineering Systems Modelling and Simulation, 2013 Vol.5, No.1/2/3,pp.8-18

Jet Simulation Facility

The jet simulation facility resembles an Ariane 5 launcher. With this facility it is possible to investigate afterbody and propulsive jet flows.
Figure 1 shows a sketch of the jet simulation facility. The working principle is similar to the HLB wind tunnel itself. Outside of the HLB test section is the 32m long heated storage tube. The diameter of the storage tube is 18.88mm and it can be pressurized up to 140bar and heated up to 900K. The rocket model is placed along the centerline of the HLB test section. A tandem nozzle, consisting of the first nozzle, the settling chamber and the second nozzle, is integrated into the rocket model. The second nozzle is an axisymmetric Truncated Ideal Nozzle (TIC) with a mean exit Mach number, Mae = 2.5, and a de = 43mm nozzle exit diameter. The diameter of the settling chamber is dSC = 39mm. A system of three perforated plates is integrated in the settling chamber to improve uniformity of the flow upstream of the second nozzle.
For scaling the Ariane 5 launcher the nozzle to body diameter ratio is used. For the Ariane 5 the nozzle diameter is dAriane = 2.094m, and the body diameter is DAriane = 5.4m and hence, the ratio is dAriane/DAriane = 0.388. The diameter of the cylindrical body is D = 108mm while the model nozzle lip thickness is 0.5mm. Therefore the ratio has been calculated for the inner and outer nozzle diameter. With the inner nozzle diameter dinner = 42mm the ratio is d/D = 0.389 and with the outer nozzle diameter douter = 43mm the ratio is d/D = 0.398. Note that the external nozzle fairing length to body ratio L/D = 1.2 represents the Ariane 5 value as well.
After the start of the facility the flow detaches in the first nozzle and a shock system is generated. Because of this shock system the flow is decelerated to subsonic speed, at the entry of the settling chamber. In the settling chamber the flow uniformity is improved with perforated plates designed to reduce total pressure and to work as flow straighteners, see Fig. 1. In the second nozzle the flow is accelerated to Mae = 2.5 at the nozzle exit.

[4]

Stephan, S., Radespiel, R. and Müller-Eigner, R.:

PROPULSIVE JET SIMULATION IN A HYPERSONIC LUDWIEG TUNNEL

Deutscher Luft- und Raumfahrtkongress 2012, Berlin.

[5]

Stephan, S., Radespiel, R. and Müller-Eigner, R. :

Jet Simulation Facility using the Ludwieg Tube Principle.

Proceedings of the 5th European Conference for Aerospace Sciences (EUCASS), Munich, Germany, July 1-5 2013.


  aktualisiert am 06.01.2014
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