Numerische Untersuchungen an kolbengetriebenen Stoßwellenkanälen mit dem quasi-1d-Programm L1d
- Art: Diplomarbeit
- Autor: Marcin Wrzos
- Abgabedatum: März 2004
- Umfang: 129 Seiten
- Dateigröße: 5,7 MB
- Note: 1,3
- Institution / Hochschule: Universität der Bundeswehr München Deutschland
- ISBN (eBook): 978-3-8324-8806-2
-
ISBN (Paperback) :
978-3-8324-8806-2 P - ISBN (CD) :978-3-8324-8806-2 CD
- Sprache: Deutsch
- Prämierung:
- Arbeit zitieren: Wrzos, Marcin März 2004: Numerische Untersuchungen an kolbengetriebenen Stoßwellenkanälen mit dem quasi-1d-Programm L1d, Hamburg: Diplomica Verlag
- Schlagworte: Strömungsphysik, Hyperschall, Aerothermodynamik, Realgaseffekt, eindimensionale quasilineare Lagrange-Beschreibung
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Diplomarbeit von Marcin Wrzos
Einleitung:
Der Entwurf und die Entwicklung von Wiedereintrittskörpern waren über die Jahre ein evolutionärer Prozess, in dessen Verlauf man generell auf vorhergehende Erfahrungen und Datensammlungen, die man bei Flugtests und in Windkanälen zusammenstellte, zurückgriff. Fortschritte in der Strömungsphysik, bei Windkanälen und in Flugtests führten zu einer Verbesserung der Entwürfe.
Obwohl sich das Wissen über die fundamentale Strömungsphysik sehr schnell vergrößerte, blieben große Lücken in einigen Schlüsselbereichen zurück, z.B. beim Vorhersagen des Verhaltens von Gasen bei hohen Temperaturen in Hyperschallströmungen. Ganz besonders machten sich diese Lücken bei der Entwicklung von numerischen Verfahren bemerkbar. Entwickler von CFD - Verfahren brauchten experimentelle Unterstützung, um die Gültigkeit dieser zu überprüfen. Nur mit genügend detaillierten Messungen in Strömungsfeldern und an Oberflächen konnte man sichergehen, dass alle wichtigen strömungsphysikalischen Grundsätze berücksichtigt wurden.
Aufgrund des allgemeinen Interesses für den Hyperschallbereich, man betrachte Pläne für die Entwicklung von Wiedereintrittskörpern wie z.B. NASP, HOTOL, Hermes, Sänger und STV, wurde schnell klar, dass dringend bodengestützte Testanlagen notwendig sind, um Bedingungen während des realen Fluges, auf die der Flugkörper treffen kann, detailgetreu und genau simulieren zu können um das Verständnis der Eigenschaften solcher Strömungen zu erweitern. Vergangene Untersuchungen in diesem Bereich stellten lediglich eine sehr begrenzte Hilfe dar, so dass Wiedereintrittskörper (wie z.B. das Space Shuttle) ohne das volle Verständnis der Eigenschaften bei hohen Temperaturen im Hyperschall-geschwindigkeitsbereich entwickelt wurden. Höhere Anforderungen an diese Flugkörper führten dazu, dass genauere Daten über Strömungsfelder und thermische Bedingungen in der Nähe des Flugkörpers benötigt wurden.
Flüge bei hohen Machzahlen stehen in Verbindung mit großen kinetischen Energien der Luftströmungen im Vergleich zum Körper. In Bereichen, in denen die Luftströmung lokal abgebremst wird, z.B. an der Nase oder an den Vorderkanten, wird die kinetische in thermische Energie umgewandelt. Dabei kann die freigewordene Energiemenge so groß sein, dass Luftmoleküle dissoziiert oder sogar ionisiert werden.
Die Moleküle nehmen die Energie auf, wodurch sich die Strömungscharakteristik am Körper verändern kann. Diese Veränderungen werden als Realgaseffekte bezeichnet und sind sehr schwer theoretisch zu berechnen. Um Realgaseffekte in bodengestützten Testanlagen zu simulieren, muss die Strömungsenergie mit der im realen Flug übereinstimmen.
Um Strömungen mit solcher kinetischer Energie zu erzeugen, muss die Totalenthalpie in der Düse eines Windkanals sehr hoch sein. Die Haltbarkeit der Struktur dieser Anlagen bei hohen Temperaturen begrenzt dabei die effektive Testzeit, so dass diese Anlagen nicht länger als für den Bruchteil einer Sekunde betrieben werden können.
Der kolbengetriebene Stoßkanal (Free Piston Shock Tunnel) wurde zuerst in Australien von Stalker gebaut. Es stellte sich heraus, dass er auf eine einzigartige Art und Weise in der Lage war, Realgaseffekte genau zu simulieren. Diese Anlage wurde über mehr als zwei Jahrzehnte erfolgreich in Australien betrieben. Als Konsequenz des aktuellen Interesses am Bau von Hyperschallflugzeugen stieg die Bedeutung der Anlagen dieser Art und es wurden kolbengetriebene Stoßkanäle in Europa, Japan und in den USA gebaut.
Um die Auslegung eines kolbengetriebenen Stoßkanals einzuschätzen, müssen sowohl die Bewegungsgleichungen des Kolbens und der Gase als auch die viskosen Effekte inklusive Wärmetransfer gleichzeitig betrachtet werden. Bei Modellen, die diese Effekte nicht berücksichtigen, muss eine Reihe von für die Anlagen spezifischen Faktoren eingeführt werden, die erst nach Bau und Inbetriebnahme der Anlage ermittelt werden können.
Das L1d-Programm von Jacobs ist in der Lage, Bewegungsgleichungen der Gase eines kolbengetriebenen Stoßkanals noch während der Auslegungsphase der Anlage zu simulieren [4-6]. Die numerische Modellierung in L1d basiert auf einer eindimensionalen quasilinearen Lagrange-Beschreibung der gasdynamischen Prozesse und ist mit Wechselwirkungen zwischen viskosen Effekten und der Bewegungsgleichung des Massenpunktes der Kolbenbewegung gekoppelt.
Die nun folgende Arbeit befasst sich damit, mit Hilfe des L1d – Programms den noch in Planung stehenden Stoßkanal an der Universität der Bundeswehr München auszulegen und die möglichen Strömungsqualitäten zu simulieren.
Inhaltsverzeichnis:
| 1. | Einleitung | 3 |
| 2. | Legende | 5 |
| 2.1 | Bezeichnungen | 5 |
| 2.2 | Indizes | 6 |
| 2.3 | Formeln | 7 |
| 3. | Überblick über die aktuellen Stoßkanäle | 9 |
| 3.1 | Stoßkanäle T1 bis T5 | 9 |
| 3.2 | HEG (High Enthalpy Shock Tunnel Göttingen) | 10 |
| 3.3 | HEK (High Enthalpy Kokuda) | 11 |
| 3.4 | HIEST (High Enthalpy Shock Tunnel) | 11 |
| 4. | Das L1d - Programm | 13 |
| 4.1 | Überblick über die zugrundeliegende Theorie | 13 |
| 4.1.1 | Betrachtung der Gasdynamik und der viskosen Effekte | 13 |
| 4.1.1.1 | Zustandsgleichungen | 15 |
| 4.1.1.2 | Gasgemische | 15 |
| 4.1.1.3 | Zustandsgrößen in den Zellen | 15 |
| 4.1.1.4 | Grenzbedingungen und Struktur der Gasaufteilung | 16 |
| 4.1.2 | Kolben und Membranen | 16 |
| 4.2 | Der Aufbau | 17 |
| 4.2.1 | Die Starteingabedatei | 17 |
| 4.2.2 | Die Unterprogramme | 17 |
| 4.3 | Beispielsimulationen | 18 |
| 4.3.1 | Das Drummond - Stoßwellenrohr | 18 |
| 4.3.2 | Sod's Stoßwellenrohr | 21 |
| 4.3.3 | Die Kolbenbewegung | 23 |
| 4.3.4 | Die T4 - Anlage | 25 |
| 4.3.4.1 | Schuss 1098 | 25 |
| 4.3.4.2 | Schuss 7319 | 28 |
| 4.3.4.3 | Schuss 7861 | 31 |
| 4.3.4.4 | Schuss 7864 | 33 |
| 5. | Betriebsbedingungen „tuned“ und „tailored“ | 37 |
| 5.1 | Berechnungen der Betriebsbedingung „tuned“ nach S. L. Gai | 38 |
| 5.2 | Berechnungen der Betriebsbedingung „tuned“ nach H. Hornung | 40 |
| 5.3 | Berechnungen der Betriebsbedingung „tuned“ nach K. Itoh | 42 |
| 5.4 | Vorgehensweise bei der Auslegung | 46 |
| 6. | Anwendung des L1d - Programms | 47 |
| 6.1 | Simulation der T3 - Anlage | 47 |
| 6.1.1 | Schuss A | 48 |
| 6.1.2 | Schuss B | 49 |
| 6.1.3 | Schuss C | 51 |
| 6.1.4 | Schuss D | 52 |
| 6.1.5 | Schuss E | 53 |
| 6.1.6 | Schuss F | 55 |
| 6.1.7 | Schuss G | 56 |
| 6.1.8 | Schuss H | 57 |
| 6.1.9 | Auswertung der Simulationen der T3 Anlage | 59 |
| 6.2 | Geplanter Stoßwellenkanal an der Universität der Bundeswehr München | 60 |
| 6.2.1 | Auswirkung der Verlängerung des Abstandes zum Druckluftbehälter | 61 |
| 6.2.2 | Einfluss der Variation der Stoßkanalparameter an ausgewählten Beispielen | 65 |
| 6.2.2.1 | Variation des Druckes im Treiberrohr | 65 |
| 6.2.2.2 | Variation des Druckes im Stoßrohr | 69 |
| 6.2.2.3 | Variation des Stoßrohrdurchmessers | 72 |
| 6.2.2.4 | Variation der Masse des Kolbens | 75 |
| 6.2.2.5 | Variation des Reservoirdruckes | 78 |
| 6.2.3 | Betriebsbedingungen „tuned“ und „tailored“ | 81 |
| 6.2.4 | Simulationsergebnisse für die berechneten Betriebsbedingungen „tuned“ und „tailored“ | 88 |
| 6.2.4.1 | Maximaler Membranberstdruck: 90MPa | 88 |
| 6.2.4.1.1 | Gewünschte Stagnationsenthalpie: 25MJ/kg | 88 |
| 6.2.4.1.2 | Gewünschte Stagnationsenthalpie: 20MJ/kg | 91 |
| 6.2.4.1.3 | Gewünschte Stagnationsenthalpie: 15MJ/kg | 93 |
| 6.2.4.2 | Maximaler Membranberstdruck: 50MPa | 96 |
| 6.2.4.2.1 | Gewünschte Stagnationsenthalpie: 25MJ/kg | 96 |
| 6.2.4.2.2 | Gewünschte Stagnationsenthalpie: 20MJ/kg | 100 |
| 6.2.4.2.3 | Gewünschte Stagnationsenthalpie: 15MJ/kg | 102 |
| 6.2.5 | Schlussfolgerungen zu berechneten und simulierten Betriebsbedingungen | 105 |
| 6.2.6 | Verhinderung der Verschmutzung des Testgases mit dem Treibergas | 107 |
| 7. | Zusammenfassung | 116 |
| 8. | Literaturverzeichnis | 118 |
| 9. | Abbildungsverzeichnis | 120 |
6.2.1 Auswirkungen der Verlängerung des Abstandes zum Druckluftbehälter Dieses Kapitel befasst sich mit der Auswirkung des Entkoppelns des Reservoirs vom Treiberrohr. Hierbei wurde in der Simulation ein Schlauch von zwei Meter Länge und einem Durchmesser von 19cm zwischen das Treiberrohr und das Reservoir geklemmt. Der Durchmesser ist so gewählt, dass er 12% größer ist, als die engste Stelle im Launcher. Ein einziger Schlauch ist nur eine Vereinfachung, die aufgrund der Struktur des Programms gemacht wurde. In Wirklichkeit könnte es sich um mehrere Schläuche handeln, die mehrere Druckluftbehälter an das Treiberrohr anschließen. Die Frage ist, ob es lediglich zu einer zeitlichen Verzögerung kommt oder ob sich die Verluste im Schlauch auch anderweitig auf den Verlauf bzw. die Ergebnisse eines Schusses auswirken würden. Dieses Problem wurde unabhängig von der Problematik der Betriebsbedingungen „tuned“ und „tailored“ betrachtet. Die Starteingabedateien der beiden Simulationen unterscheiden sich lediglich durch den zwei Meter langen Schlauch und die mit ihm verbundenen Verluste. Der Druckverlustfaktor muss dabei kleiner sein, als der an der engsten Stelle im Launcher, da dort die meisten Verluste entstehen. Daher beträgt dieser am Eingang zum Schlauch 0,15. Die Kolbenmasse hierbei beträgt 30kg, der Membranberstdruck 12,63MPa, der Reservoirdruck 10,17MPa, der Anfangsdruck im Treiberrohr 72kPa und der Druck im Stoßrohr 58kPa. Alle Gase haben Raumtemperatur. [...]
6.1.9 Auswertung der Simulationen der T3 Anlage Was den Fehler der simulierten Enthalpie bei Argon als Treibergas betrifft, kann man sagen, dass das Simulationsprogramm generell zu niedrige Enthalpien und Stagnationsdrücke berechnet. Bei Helium werden ebenfalls kleinere Stagnationsenthalpien berechnet, während die Stagnationsdrücke ca. 5MPa zu hoch liegen. Zusammenfassend kann man sagen, dass der Unterschied zwischen gemessenen und simulierten Werten bei Helium als Treibergas kleiner ist. Der Fehler wirkt sich auch bei hohen Werten von Enthalpie, Stagnationsdruck und Verdichtungsdruck prozentual gesehen geringer aus, als bei kleinen Werten. Da die im nächsten Kapitel beschriebene Anlage mit Helium betrieben wird, müssen die oben beschriebenen Differenzen in Betracht gezogen werden. Die Ursache für die kleineren Enthalpien bei der Simulation ist die Berücksichtigung der Verluste im Programm. Wärmeleitungsverluste werden vom L1d Programm automatisch berücksichtigt, während die Druckverluste durch die Eingabe der K – Werte (Druckverlustwerte) bestimmt werden können. Die Wärmeleitungsverluste, die in der Realität auf die Grenzschicht beschränkt sind, werden in der Simulation auf die gesamte Strömung verteilt, so dass die erreichte Stagnationstemperatur und somit auch die Stagnationsenthalpie kleiner ausfallen, als in der Realität [13]. Leider stehen nicht ausreichend Messergebnisse zur Verfügung, um mehr Vergleiche anstellen zu können. Es ist ebenfalls unmöglich Aussagen über die Verläufe der Stagnationsdrücke, Stagnationsenthalpien und Verdichtungsdrücke zu machen, da nur punktuelle Messergebnisse vorhanden sind. [...]
Die Werte für den Druck im Stoßrohr, im Treiberrohr, im Reservoir und der Berstdruck der Membran wurden zusammen mit anderen Kenngrößen des T3 Stoßkanals (Tabelle 3.01) in die Starteingabedatei eingegeben und die Simulationen ausgeführt. Anhand der Simulationsergebnisse konnte man die simulierten Werte für λ, den Verdichtungsdruck, den Stagnationsdruck und die Stagnationsenthalpie mit den experimentell gewonnenen Daten vergleichen. 6.1.1 Schuss A Die Messergebnisse liefern bei diesem Schuss eine Stagnationsenthalpie von 39MJ/kg, einen Stagnationsdruck von 26,34MPa und einen Membranberstdruck von 46,19MPa. Vergleicht man diese Werte mit den Simulationsergebnissen in Abbildung 6.01 bis 6.03, so ist zu sehen, dass der Betrag der maximalen Enthalpie mit dem experimentellen Wert nicht übereinstimmt. Die simulierte Stagnationsenthalpie ist mit 24MJ/kg um fast ein Drittel kleiner, als sie sein sollte. Eine Enthalpie von 39MJ/kg besitzt die ankommende Kontaktfläche zwischen Testgas und Treibergas, die eine Millisekunde später am Ende des Stoßrohres ankommt. Der Verdichtungsdruck stimmt dagegen mit 46MPa genau mit dem gemessenen Wert überein, während der Stagnationsdruck mit 21 MPa um ca. 5MPa kleiner ist, als er sein sollte. [...]
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Arbeit zitieren:
Wrzos, Marcin März 2004: Numerische Untersuchungen an kolbengetriebenen Stoßwellenkanälen mit dem quasi-1d-Programm L1d, Hamburg: Diplomica Verlag
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