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dc.contributor.advisor Dillmann, Andreas Prof. Dr. Dr. de
dc.contributor.author Martinez Schramm, Jan de
dc.date.accessioned 2008-05-30T15:30:19Z de
dc.date.accessioned 2013-01-18T13:35:23Z de
dc.date.available 2013-01-30T23:51:08Z de
dc.date.issued 2008-05-30 de
dc.identifier.uri http://hdl.handle.net/11858/00-1735-0000-0006-B468-D de
dc.description.abstract Beim Wiedereintritt in die Erdatmosphäre wird in einer Flughöhe von 60 km bis 80 km über Grund die hohe kinetische Energie eines Raumfahrzeuges überwiegend in thermische Energie des vor dem Körper befindlichen Gases umgewandelt und führt so zur aerodynamischen Erwärmung des Raumfahrzeuges. Diese Erwärmung erreicht solche Größenordnungen, dass sie für die Auslegung und den sicheren Betrieb eines Raumfahrzeuges eine maßgebliche Bedeutung hat. Durch die hohe thermische Energie des Gases vor dem Körper tritt neben anderen chemischen Reaktionen vor allem Dissoziation der Gasmoleküle auf. Im interessierenden Flugbereich ist die Zeitdauer des Ablaufes der chemischen Reaktionen von der Größenordnung der Verweildauer des Fluides in einem lokalen thermodynamischen Zustand. Deshalb sind Relaxationseffekte von Bedeutung. Hochenthalpie-Windkanäle können die Umströmung eines Raumfahrzeuges in diesem Flugbereich im Experiment kurzzeitig (Messzeit ca. 1 ms) nachbilden. Zur Übertragung der realen Flugsituation in das Windkanalexperiment am skalierten Modell dient die strömungsmechanische Ähnlichkeitstheorie. Eine wichtige Kennzahl, neben der Machzahl und der Reynoldszahl, ist der binäre Skalierungsparameter, das Produkt aus Gasdichte und einer Bezugslänge, der die Dissoziationsrate bestimmt. Zur Auslegung eines Raumfahrzeuges werden numerische Verfahren angewandt, um die Umströmung während des Wiedereintrittes zu bestimmen. Zur Validierung der chemischen Modellierung innerhalb dieser Verfahren werden experimentelle Daten aus Versuchen in Hochenthalpie-Windkanälen verwendet. In dieser Arbeit werden im Hochenthalpiekanal Göttingen (HEG) experimentell Druck und Wärmestromdichte an der Oberfläche eines skalierten Windkanalmodells des Experimentalfahrzeuges X-38 ermittelt und mit numerischen Ergebnissen verglichen und diskutiert. Das X-38 wurde als Technologiedemonstrator für ein zukünftiges Rettungsfahrzeug für die Internationale Raumstation von der NASA in enger Kooperation mit der ESA entworfen und gebaut. Wichtige Strömungsbereiche befinden sich im Bereich der Nase und der Steuerklappen dieser Wiedereintrittskonfiguration. Zur detaillierten Untersuchung der Umströmung dieser Bereiche, die am Modell nur eingeschränkt möglich ist, werden weitere Experimente mit vergrößerten und vereinfachten Windkanalmodellen durchgeführt. An einem Zylindermodell zur Nachbildung des Nasenbereiches werden Dichtegradienten der Umströmung mit der Methode der holographischen Interferometrie vermessen und mit numerischen Ergebnissen verglichen. Diese Messdaten lassen eine Validierung der Relaxationsmodellierung in den numerischen Verfahren zu. Die Umströmung der Steuerklappen wird mit einem Doppelrampenmodell nachgebildet. Aufgrund der Größe dieses Modells können Strömungsablösungen zeitlich sichtbar gemacht werden. Ein Vergleich mit gängigen analytischen Modellen für nicht chemisch reagierende Überschallströmungen wird durchgeführt. Für diese Messungen wird eine Hochgeschwindigkeits-Sichtbarmachung aufgebaut und optimiert. de
dc.format.mimetype application/pdf de
dc.language.iso ger de
dc.rights.uri http://webdoc.sub.gwdg.de/diss/copyr_diss.html de
dc.title Aerothermodynamische Untersuchung einer Wiedereintrittskonfiguration und ihrer Komponenten in einem impulsbetriebenen Hochenthalpie-Stoßkanal de
dc.type doctoralThesis de
dc.title.translated Aerothermodynamic investigation of a re-entry configuration and its components in a high enthalpy shock tunnel de
dc.contributor.referee Glatzel, Wolfgang Prof. Dr. de
dc.date.examination 2008-04-01 de
dc.subject.dnb 530 Physik de
dc.description.abstracteng During re-entry into the atmosphere of the earth at altitudes between 60 km to 80 km above ground, the kinetic energy of a re-entry vehicle is converted mostly into thermal energy of the gas in front of the vehicle, leading to aerodynamic heating of the surface of the vehicle. The exact knowledge of the amount of heating is of importance for designing and operating such a re-entry vehicle. The high thermal energy of the gas leads to chemical reactions in the gas, mainly dissociation. Within the flight regime considered to gas is in local non equilibrium; relaxation effects become of importance. High enthalpy wind tunnels are able to reproduce the flow during re-entry for short measurement times (1 ms). The most important scaling parameter used to transfer experiments performed in this type of facility into a real flight situation is the binary scaling parameter. This parameter is to product of gas density and a reference length and scales the dissociation rate in the gas. Numerical schemes are used during the design process of a re-entry vehicle. To validate the chemical models used within the numerical codes, experimental data of such high enthalpy wind tunnel is being used. In this thesis experimental pressure and heat flux data obtained from a wind tunnel model of the X-38 configuration is compared to results of numerical calculations. The X-38 configuration is a technology demonstrator designed and built by NASA and ESA. This technology demonstrator will be used to build a rescue vehicle for the International Space Station (ISS). Important flow regions are the located in front of the nose and the steering flaps of this vehicle. More detailed experiments to investigate these regions are performed with simplified geometries. A cylinder model to simulate the nose region is investigated with the experimental method of holographic interferometry and compared to numerical results. The comparisons allow a validation of the relaxation models used with the numerical scheme. The flow around the steering flaps is simulated with a double ramp model. To investigate the flow a high speed flow visualization system is designed and optimized. A comparison to analytical models for non reacting gases is given. de
dc.subject.topic Mathematics and Computer Science de
dc.subject.ger Wiedereintritt de
dc.subject.ger Enthalpie de
dc.subject.ger Stoßkanal de
dc.subject.ger X-38 de
dc.subject.eng re-entry de
dc.subject.eng enthalpy de
dc.subject.eng shock tunnel de
dc.subject.eng X-38 de
dc.subject.bk 33.05 de
dc.identifier.urn urn:nbn:de:gbv:7-webdoc-1805-0 de
dc.identifier.purl webdoc-1805 de
dc.affiliation.institute Fakultät für Physik de
dc.subject.gokfull RD de
dc.identifier.ppn 614142709 de

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