Stuttgart, Univ., Diss., 2001.

A Supersonic Combustion Ramjet (scramjet) is, at least in theory, an efficient air-breathing propulsion system for sustained hypersonic flight at Mach numbers above approximately M=5. Important design issues for such hypersonic propulsion systems, are the lack of ground based facilities capable of testing a full-sized engine at cruise flight conditions and the absence of general scaling laws for the extrapolation of wind tunnel data to flight configurations. Therefore, there is a strong need for the development and validation of CFD tools to support the design process of scramjet-powered vehicles. The aims of this thesis are, in this context, to assess the applicability of, to further develop, and to validate the DLR TAU flow solver for the CFD analysis of the complete flow-path of a scramjet vehicle. The basis of this validation and of the identification of critical modelling assumptions is the recalculation of a series of wind tunnel tests of the HyShot II generic scramjet configuration that were performed in the High Enthalpy Shock Tunnel Göttingen (HEG) at the German Aerospace Center, DLR. / Staustrahlantriebe, bei denen sich die Strömung im gesamten Triebwerksbereich im Überschall befindet (supersonic combustion ramjets, Scramjets), stellen ein - zumindest theoretisch - effektives Antriebessystem für den Hyperschallflug im Machzahlbereich von M > 5 dar. Die Auslegung und der Entwurf von luftatmenden Hyperschallantrieben sind in der Praxis mit Schwierigkeiten verbunden. Der Einsatz von Bodenversuchsanlagen ist auf kleinskalige Konfigurationen oder einzelne Triebwerkskomponenten begrenzt. Die Ergebnisse von numerischen Strömungssimulationsverfahren sind mit hohen Unsicherheiten behaftet, die ihren Ursprung in der Modellbildung für die komplexen Strömungsphänomene in chemisch reagierenden, kompressiblen und turbulenten Über- und Hyperschallströmungen haben. Weiterhin existieren keine allgemein gültigen Skalierungsgesetze um Aussagen aus Windkanalexperimenten auf Flugkonfigurationen zu übertragen.Die vorliegende Arbeit beschäftigt sich in diesem Zusammenhang mit der Erweiterung des DLRStrömungslösers TAU für die Berechnung von Überschallverbrennungsphänomenen in Scramjets sowie mit der Anwendung des Verfahrens für die numerische Analyse von Windkanalexperimenten, die im Hochenthalpiekanal Göttingen (HEG) des Deutschen Zentrums für Luft- und Raumfahrt (DLR) zur Untersuchung der generischen HyShot II Scramjet-Konfiguration durchgeführt wurden. Die wichtigsten Ziele waren die genaue Charakterisierung der freien Anströmung im Windkanal, der Nachweis der Anwendbarkeit des verwendeten Rechenverfahrens und die Analyse des Einflusses verschiedener numerischer Modellierungsansätze für die Strömungssimulation in Scramjets sowie die Nutzung der numerischen Daten für eine verbesserte Interpretation der experimentellen Ergebnisse.

A Supersonic Combustion Ramjet (scramjet) is, at least in theory, an efficient air-breathing propulsion system for sustained hypersonic flight at Mach numbers above approximately M=5. Important design issues for such hypersonic propulsion systems, are the lack of ground based facilities capable of testing a full-sized engine at cruise flight conditions and the absence of general scaling laws for the extrapolation of wind tunnel data to flight configurations. Therefore, there is a strong need for the development and validation of CFD tools to support the design process of scramjet-powered vehicles. The aims of this thesis are, in this context, to assess the applicability of, to further develop, and to validate the DLR TAU flow solver for the CFD analysis of the complete flow-path of a scramjet vehicle. The basis of this validation and of the identification of critical modelling assumptions is the recalculation of a series of wind tunnel tests of the HyShot II generic scramjet configuration that were performed in the High Enthalpy Shock Tunnel Göttingen (HEG) at the German Aerospace Center, DLR. / Staustrahlantriebe, bei denen sich die Strömung im gesamten Triebwerksbereich im Überschall befindet (supersonic combustion ramjets, Scramjets), stellen ein - zumindest theoretisch - effektives Antriebessystem für den Hyperschallflug im Machzahlbereich von M > 5 dar. Die Auslegung und der Entwurf von luftatmenden Hyperschallantrieben sind in der Praxis mit Schwierigkeiten verbunden. Der Einsatz von Bodenversuchsanlagen ist auf kleinskalige Konfigurationen oder einzelne Triebwerkskomponenten begrenzt. Die Ergebnisse von numerischen Strömungssimulationsverfahren sind mit hohen Unsicherheiten behaftet, die ihren Ursprung in der Modellbildung für die komplexen Strömungsphänomene in chemisch reagierenden, kompressiblen und turbulenten Über- und Hyperschallströmungen haben. Weiterhin existieren keine allgemein gültigen Skalierungsgesetze um Aussagen aus Windkanalexperimenten auf Flugkonfigurationen zu übertragen.Die vorliegende Arbeit beschäftigt sich in diesem Zusammenhang mit der Erweiterung des DLRStrömungslösers TAU für die Berechnung von Überschallverbrennungsphänomenen in Scramjets sowie mit der Anwendung des Verfahrens für die numerische Analyse von Windkanalexperimenten, die im Hochenthalpiekanal Göttingen (HEG) des Deutschen Zentrums für Luft- und Raumfahrt (DLR) zur Untersuchung der generischen HyShot II Scramjet-Konfiguration durchgeführt wurden. Die wichtigsten Ziele waren die genaue Charakterisierung der freien Anströmung im Windkanal, der Nachweis der Anwendbarkeit des verwendeten Rechenverfahrens und die Analyse des Einflusses verschiedener numerischer Modellierungsansätze für die Strömungssimulation in Scramjets sowie die Nutzung der numerischen Daten für eine verbesserte Interpretation der experimentellen Ergebnisse.