Behandlung von Strömungsproblemen in Raketendüsen bei Überexpansion

Die vorliegende Arbeit untersucht die stromungsmechanischen Ursachen der bei Stromungsablosung in Raketendusen beobachteten Seitenkrafte und gibt Hinweise zu ihrer Quantifizierung. Zunachst werden die im Abgasstrahl von uberexpandierten Dusenstromungen auftretenden Stosmuster analysiert. In gekurzten idealen Dusen tritt wie erwartet nur die regulare oder Machreflexion des Uberexpansionsstoses an der Dusenlangsachse auf. Im Gegensatz dazu kann sich im Abgasstrahl einer schuboptimierten Duse ein drittes, bisher unbekanntes und nun als 'Kappenmuster' bezeichnetes Stosmuster einstellen, welches sich als inverse Machreflexion des in schuboptimierten Dusen erzeugten inneren Stoses deuten last. Fur den Fall der Freistrahlablosung wird ein Modell zur Bestimmung des Ablosepunktes vorgeschlagen. Es wird gezeigt, das die weniger erforschte Ablosung mit Wiederanlegen anders als bisher angenommen durch die Konturgebung der Duse bedingt ist. Sie tritt nur in schuboptimierten Dusen bei Existenz eines Kappenmusters auf, weil dieses die abgeloste Stromung in Richtung Dusenwand umlenkt und so zum Wiederanlegen fuhrt. Videoanalysen und numerische Simulationen weisen die Ablosung mit Wiederanlegen erstmals auch in Grostriebwerken nach. Beim Anfahren und Abschalten von schuboptimierten Dusen kann es zum Umschlag zwischen den beiden Ablosetypen kommen. Eigens durchgefuhrte Modellversuche zeigen, das die mit Abstand grosten Seitenkrafte im diesem Augenblick auftreten, weil der Umschlag asymmetrisch erfolgt. Seitenkraftmessungen aus Triebwerksversuchen belegen dies auch fur Grostriebwerke. Folglich konnen Seitenkrafte durch die Verwendung einer gekurzten idealen anstatt einer schuboptimierten Kontur entscheidend verringert werden, weil dadurch das Wiederanlegen der abgelosten Stromung vermieden wird. In den Modellversuchen erzeugt dementsprechend eine schuboptimierte Duse fast dreimal so hohe Seitenkrafte wie eine vergleichbare gekurzte ideale Duse. The present work investigates the aerodynamic causes of sideloads, which are observed in rocket nozzles with flow separation and takes first steps towards their quantification. First, the investigation analyses the shock patterns in the plume of overexpanded nozzle flows. As expected, only regular or Mach reflections of the overexpansion shock at the centreline occur in truncated ideal nozzles. However, in the plume of thrust-optimised nozzles a third and so far unidentified shock pattern can exist, named 'cap shock pattern' by this investigation. It can be interpreted as an inverse Mach reflection of the internal shock, inherent to thrust-optimised nozzles. A model to predict the separation location in the case of free shock separation is developed. The less investigated occurence of the restricted shock separation is other than expected due to the contouring of the nozzle. This separation type can only be found in thrust-optimised nozzles with cap shock pattern, because this pattern deflects the separated flow towards the nozzle wall and hence causes reattachment. Video analyses and numerical simulations prove for the first time the existence of restricted shock separation in full-scale rocket engines as well. At startup and shutdown of thrust-optimised nozzles, a transition between the two separation types can occur. Model tests show the greatest side loads by far are induced at this moment due to this transition occurring unsymmetrically. Side load measurements from full-scale engine tests support this finding. Hence, the magnitude of side loads can be dramatically decreased by using a truncated ideal instead of a thrust-optimised contour and thus preventing the occurence of restricted shock separation. In the model tests, a thrust-optimised nozzle experiences a side load almost three times higher than a comparable truncated ideal one.