Aerothermodynamische Untersuchung auftriebsgestützter ...

Aerothermodynamische Untersuchung 

auftriebsgestützter Wiedereintrittskörper 

in Hochenthalpie-Hyperschallströmungen 

Von der Fakultät für Maschinenwesen der 

Rheinisch-Westfälischen Technischen Hochschule Aachen 

zur Erlangung des akademischen Grades eines 

Doktors der Ingenieurwissenschaften 

genehmigte Dissertation 

vorgelegt von 

Christoph Glößner 

Berichter: Universitätsprofessor Dr.-Ing. H. Olivier 

Universitätsprofessor Dr.-Ing. W. Schröder 

Tag der mündlichen Prüfung: 13. Juli 2009

Christoph Glößner 

Aerothermodynamische Untersuchung auftriebsgestützter 

Wiedereintrittskörper in Hochenthalpie-Hyperschallströmungen 

ISBN: 3-8107-0075-4 

1. Auflage 2009 

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D 82 (Diss. RWTH Aachen University, 2009)

Die vorliegende Arbeit entstand während meiner Tätigkeit als wissenschaftlicher 

Mitarbeiter am Stoßwellenlabor der Rheinisch-Westfälischen Technischen Hochschule 

Aachen im Rahmen des von der Deutschen Forschungsgemeinschaft geförderten Sonderforschungsbereichs 

253 ” Grundlagen des Entwurfs von Raumflugzeugen“. 

Herrn Prof. Dr. H. Olivier möchte ich herzlich dafür danken, dass er mir die Möglichkeit 

zu dieser Arbeit gegeben hat. Seine Anregungen und sein fachlicher Rat, die mir 

in vielfältigen Diskussionen zuteil wurden, haben haupt- und ursächlich zum erfolgreichen 

Abschluss der Arbeit beigetragen. Herrn Prof. Dr. W. Schröder danke ich für das 

Interesse an meiner Arbeit und die bereitwillige Übernahme des Korreferats. 

Die Mitarbeiter der Institutswerkstatt unter Herrn M. Eichler hatten maßgeblichen 

Anteil am Erfolg der Versuche. Den Herren H.-P. Michel, F. Schubert und H. Schröder 

danke ich für die wertvolle Unterstützung bei der Versuchsdurchführung. Besonders 

hervorheben möchte ich jedoch Herrn H. Schobben, der an den Werkzeugmaschinen bei 

der Ausführung diffizilster Arbeiten wahre Wunder gewirkt hat. Bei Frau B. Odenthal 

möchte ich mich bedanken für die unbürokratische Hilfe in allen verwaltungstechnischen 

Belangen. Sie alle haben mich immer mit fruchtbarem Rat freundlich aufgenommen. 

Die Waagenkalibrierung wäre nicht möglich gewesen ohne Herrn Dr. K. Hufnagel und 

Herrn M. Quade vom Windkanal der TU Darmstadt. Bei der Modalanalyse konnte ich 

auf die Erfahrung und die tatkräftige Unterstützung von Herrn Dr. A. Dafnis und 

Herrn W. Just vom Institut für Leichtbau der RWTH zurückgreifen. Dr. M. Hesse vom 

Lehr- und Forschungsgebiet für Mechanik und Dr. A. Henze vom Aerodynamischen 

Institut der RWTH waren mir mit ihren numerischen Berechnungen eine große Hilfe. 

Ihnen allen gilt mein herzlichster Dank. 

Besonders wichtig während meiner Zeit am SWL war das ausgesprochen gute Arbeitsklima. 

Der angenehme Umgangston, die anregenden Diskussionen, nicht nur über 

Wissenschaftliches, und auch die Kontakte außerhalb des Labors haben für eine 

freundschaftliche Atmosphäre gesorgt, die weit über das übliche Maß der Kollegialität 

hinausging. Besonderer Dank gilt meinen lieben Freunden Dr. M. Habermann 

und Dr. B. Wang, die mich ans SWL gelockt haben, Dr. V. Störkmann, der mich eingearbeitet 

hat, und meinen Zimmernachbarn Dr. M. Bleilebens, Dr. M. Weber, und 

Dr. X. Bertrán. Herzlichen Dank auch an Dr. H. Kindl, Th. Reichel, Dr. M. Zechner 

und all die Anderen, die immer für ein herzliches Umfeld gesorgt haben. 

Dem Leiter des Ernst-Mach-Instituts, Herrn Prof. Dr. K. Thoma, sowie meinen Vorgesetzten 

Dr. M. Salk und E. Straßburger möchte ich dafür danken, dass sie mir den 

Freiraum gaben, diese Arbeit während meiner Tätigkeit am EMI fertig zu stellen. 

Allerdings wäre diese Arbeit nie zustande gekommen ohne meine Eltern und meinen 

Bruder, die mich unterstützt und gefördert haben, wo und wie sie nur konnten. Dafür, 

dass sie während der langen Jahre des Studiums und meiner Zeit am Stoßwellenlabor 

mir mit Engelsgeduld beigestanden, mir den Rücken gestärkt und mich von Zeit zu 

Zeit motiviert und aufgerichtet haben, gebührt ihnen meine tiefste Dankbarkeit. 

Christoph Glößner Freiburg, im Dezember 2009

Inhaltsverzeichnis 

Abbildungsverzeichnis iii 

Nomenklatur vii 

1 Einleitung 1 

2 Anlagenaufbau 7 

2.1 Der Stoßwellenkanal TH2 / TH2-D . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7 

2.1.1 Betrieb mit Heliumtreiber . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7 

2.1.2 Betrieb mit Detonationstreiber . . . . . . . . . . . . . . . . . . 10 

2.1.3 Versuchsbedingungen........................ 12 

2.2 Allgemeine Messtechniken . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 14 

2.2.1 Druckmessung............................ 14 

2.2.2 Wärmestrommessung........................ 16 

2.2.3 Kraftmessung............................ 18 

2.2.4 Schlierenverfahren . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19 

2.3 Bestimmung der Anströmdaten ...................... 21 

2.3.1 Gleichgewichtsströmung ...................... 22 

2.3.2 Nichtgleichgewichtsströmung.................... 26 

3 Problematik der Kurzzeitkraftmessung 31 

3.1 Kraftwaagen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 33 

3.2 Beschleunigungswaagen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 34 

3.3 Kombinierte oder Hybridwaagen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37 

3.4 Spannungswellen-Waagen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 38 

3.4.1 Grundlagen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 38 

3.4.2 DynamischeKalibration ...................... 41 

3.4.3 Einschränkungen und Nachteile des Verfahrens . . . . . . . . . . 43 

4 Die Waage des Stoßwellenlabors 45 

4.1 Prinzipieller Aufbau . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 45 

4.2 Veränderungen gegenüberdemPrototypen................ 47 

4.3 KalibrationundInterferenzrechnung ................... 48 

4.3.1 StatischeKalibration........................ 48 

4.3.2 Kalibration der Beschleunigungsempfindlichkeit . . . . . . . . . 51 

i

Inhaltsverzeichnis 

5 Messungen im TH2 / TH2-D 67 

5.1 WaagenprüfungmitdemKegelmodell................... 67 

5.1.1 DasKegelmodell .......................... 67 

5.1.2 Kraftmessungen mit dem Kegelmodell . . . . . . . . . . . . . . 67 

5.2 DieSFB-ReferenzkonfigurationEOS ................... 74 

5.2.1 DasEOS-Modell .......................... 75 

5.2.2 Druck- und Wärmestrommessungen................ 79 

5.2.3 Kraftmessungen mit der EOS-Konfiguration . . . . . . . . . . . 102 

5.3 Das ASTRA-Projekt HOPPER . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 112 

5.3.1 Das HOPPER-Modell . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 113 

5.3.2 Kraftmessungen mit der HOPPER-Konfiguration . . . . . . . . 117 

6 Diskussion des eingesetzten Verfahrens zur Kraftmessung 129 

6.1 Betrachtung der im Versuch gemessenen Größen............. 129 

6.1.1 Schwingendes System mit einem Freiheitsgrad . . . . . . . . . . 129 

6.1.2 Schwingendes System mit mehreren Freiheitsgraden . . . . . . . 146 

6.2 Erweiterung der Kompensation auf sechs Freiheitsgrade . . . . . . . . . 165 

7 Schlussbetrachtungen 169 

Literaturverzeichnis 173 

Anhang 181 

A Berechnungen................................ 181 

B Abbildungen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 185 

ii

Abbildungsverzeichnis 

1.1 Simulationsbereiche europäischer Hochenthalpie-Windkanäle ...... 3 

2.1 Prinzipieller Aufbau des TH2 in seinen beiden Betriebsmodi ...... 8 

2.2 Interaktion des reflektierten Stoßes mit der Mediengrenze . . . . . . . 9 

2.3 Transformationsschema der Kräfte und Momente ............ 19 

2.4 Schematische Darstellung der Düsenexpansion .............. 21 

2.5 Ablaufschema zur Bestimmung der Daten der freien Anströmung .... 23 

2.6 Ruhedruck, Pitotdruck und Staupunktwärmestrom ........... 24 

2.7 Vergleich zwischen gemessenem und berechnetem Pitotdruckverlauf .. 25 

2.8 Notation der Kugelumströmung im Hyperschall ............. 26 

2.9 Ausgleich von Grenzschichteffekten bei den Strömungsgrößen ...... 27 

2.10 Skalierung des Pitotdruckverlaufs ..................... 29 

3.1 Prinzipdarstellung der Entkopplung von Lastkomponenten . . . . . . . 32 

3.2 Grafische Interpretation der Faltung .................... 39 

4.1 Waagenkopf mit Kreuzarmen ....................... 45 

4.2 Kalibration der SWL-Waage an der TU Darmstadt ........... 49 

4.3 Waage mit Kalibrierhülse und angehängten Lastgeschirren . . . . . . . 50 

4.4 Bestimmung der Beschleunigungsempfindlichkeit ............. 53 

4.5 Beschleunigungsempfindlichkeit über Anstellwinkel, Kegelmodell .... 54 

4.6 Wirkungsweise der Beschleunigungskompensation ............ 57 

4.7 Kraft- bzw. Momentensignale: lineare und nichtlineare Rechnung, Interferenzkorrektur, 

Kond. D-IV ........................ 60 

4.8 Kraft- bzw. Momentensignale: lineare und nichtlineare Rechnung, Interferenzkorrektur, 

Kond. I-f ......................... 61 

4.9 Kraft- bzw. Momentensignale: Beschleunigungskompensation bzw. 

Glättung, Kond. D-IV ........................... 62 

4.10 Kraft- bzw. Momentensignale: Beschleunigungskompensation bzw. 

Glättung, Kond. I-f ............................. 63 

4.11 Kraft- bzw. Momentensignale: Bestimmung des gemittelten Beiwerts, 

Kond. D-IV ................................. 64 

4.12 Kraft- bzw. Momentensignale: Bestimmung des gemittelten Beiwerts, 

Kond. I-f ................................... 65 

5.1 Beiwertverlauf am Beispiel des Kegelmodells ............... 68 

iii


iv 

5.2 30 ◦ -Kegel: Auftriebsbeiwert ........................ 72 

5.3 30 ◦ -Kegel: Widerstandsbeiwert ....................... 72 

5.4 30 ◦ -Kegel: Nickmomentenbeiwert ..................... 73 

5.5 30 ◦ -Kegel: Verhältnis Auftrieb zu Widerstand .............. 73 

5.6 Raumtransportsystem ELAC/EOS .................... 74 

5.7 Skizze der EOS-Geometrie, Waageneinbau ................ 76 

5.8 EOS-Modell für Druck und Wärmestrommessungen ........... 77 

5.9 EOS: Mittelschnitt, Druckverteilung in der Aufstiegsphase ....... 83 

5.10 EOS: Mittelschnitt, Wärmestromverteilung in der Aufstiegsphase ... 84 

5.11 EOS: Schlierenbilder, Aufstiegsphase bei α =1,5 ◦ und 4,5 ◦ , Kond. D-I . 84 

5.12 EOS: Querschnitt bei 45% lref, St- und cp-Werte in der Aufstiegsphase 85 



5.15 EOS: Schemadarstellung der Reflexion des Bugstoßes an der ebenen Platte 90 

5.16 EOS: Schlierenbilder zur Untersuchung des Stufentrennungsvorgangs .. 92 

5.17 EOS: Mittelschnitt, Druckverteilung bei der Stufentrennung ...... 93 

5.18 EOS: Mittelschnitt, Wärmestromverteilung bei der Stufentrennung ... 94 

5.19 EOS: Querschnitt bei 60% lref, St- und cp-Werte bei der Stufentrennung 95 

5.20 EOS: Querschnitt bei 75% lref, St- und cp-Werte bei der Stufentrennung 96 

5.21 EOS: Mittelschnitt, Druckverteilung beim Wiedereintritt ........ 98 

5.22 EOS: Mittelschnitt, Wärmestromverteilung beim Wiedereintritt .... 98 

5.23 EOS: Querschnitt bei 45% lref, St- und cp-Werte beim Wiedereintritt . 100 



5.26 EOS: ” statischer“ Offset der Beschleunigungssignale ........... 103 

5.27 EOS: Auftriebsbeiwert in der Aufstiegsphase ............... 106 

5.28 EOS: Widerstandsbeiwert in der Aufstiegsphase ............. 106 

5.29 EOS: Nickmomentenbeiwert in der Aufstiegsphase ............ 107 

5.30 EOS: Auftriebsbeiwert beim Wiedereintritt ................ 110 

5.31 EOS: Widerstandsbeiwert beim Wiedereintritt .............. 110 

5.32 EOS: Nickmomentenbeiwert beim Wiedereintritt ............. 111 

5.33 Typischer HOPPER-Missionsablauf .................... 112 

5.34 Skizze der HOPPER-Geometrie, Waageneinbau ............. 114 

5.35 Waagenaufnahme im HOPPER-Modell .................. 115 

5.36 Modifikationen der Modellhinterkante ................... 115 

5.37 HOPPER: ” statischer“ Offset der Beschleunigungssignale ........ 118 

5.38 HOPPER: Schlierenbilder für δRK =20 ◦ ................. 120 

5.39 HOPPER: Schlierenbilder für δRK =40 ◦ ................. 121 

5.40 HOPPER: Auftriebsbeiwert ........................ 126 

5.41 HOPPER: Widerstandsbeiwert ...................... 127 

5.42 HOPPER: Nickmomentenbeiwert ..................... 128 

6.1 Amplitudenverhältnis des Einmassenschwingers, bisherige Anordnung . 131


6.2 ARD-Kapsel: Anregungsversuch, Signale und Übertragungsfunktion . . 132 

6.3 ARD-Kapsel: Anregungsversuch, Beschleunigungsempfindlichkeit .... 133 

6.4 Amplitudenverhältnis des Einmassenschwingers, geänderte Anordnung . 139 

6.5 HOPPER: Anregungsversuch, Signale und Übertragungsfunktion .... 140 

6.6 HOPPER: Anregungsversuch, Beschleunigungsempfindlichkeit . . . . . 141 

6.7 HOPPER: Kompensationstest mit Übertragungsfunktion, Selbsttest . . 144 

6.8 HOPPER: Kompensationtest mit Übertragungsfunktion im Versuch . . 144 

6.9 HOPPER: Vergleich der Spektren von Anregungs- und Windkanalversuch145 

6.10 Aufbau der Anstellwinkelverstellung mit Modellhalter und Waage . . . 147 

6.11 Ersatzmodell für die Modalanalyse mit Sensorpositionen ........ 147 

6.12 Übertragungsspektren für die Kraftmessanordnung, Modellanregung . . 153 

6.13 Erste Schwingungsform der Kraftmessanordnung, Modellanregung . . . 154 

6.14 Zweite Schwingungsform der Kraftmessanordnung, Modellanregung . . 155 

6.15 Vierte Schwingungsform der Kraftmessanordnung, Modellanregung . . 156 

6.16 Fünfte Schwingungsform der Kraftmessanordnung, Modellanregung . . 157 

6.17 Siebte Schwingungsform der Kraftmessanordnung, Modellanregung . . 158 

6.18 Übertragungsspektren für die Kraftmessanordnung, Halteranregung . . 159 

6.19 Erste Schwingungsform der Kraftmessanordnung, Halteranregung . . . 160 

6.20 Zweite Schwingungsform der Kraftmessanordnung, Halteranregung . . . 161 

6.21 Vierte Schwingungsform der Kraftmessanordnung, Halteranregung . . . 162 

6.22 Sechste Schwingungsform der Kraftmessanordnung, Halteranregung . . 163 

6.23 Neunte Schwingungsform der Kraftmessanordnung, Halteranregung . . 164 

6.24 Prinzipskizze: Beschleunigungssensor an beliebiger Position . . . . . . . 165 

B.1 Stielmontierte Sechskomponentenwaage .................. 185 

B.2 DMS-Positionen ............................... 186 

B.3 HOPPER-Schlierenaufnahme bei Hochenthalpieströmung ........ 187 

B.4 EOS-Schlierenaufnahme, Stufentrennungsphase ............. 187 

B.5 HOPPER: Vergleich der Dichtegradienten Versuch-Simulation . . . . . 188 

v


vi

Nomenklatur 

Formelzeichen 

A = Fläche, Amplitude der Stufenlast 

C = integraler Beiwert der Gesamtkonfiguration 

E = Elastizitätsmodul 

F = Kraft 

H = Übertragungsfunktion 

H = Übertragungsmatrix 

I = Flächenträgheitsmoment 

[I0] = Trägheitstensor 

L = Hülsenlast 

M = Machzahl, Moment, Zeilenzahl der Matrix 

N = Spaltenzahl der Matrix 

P = Einbauposition des Beschleunigungsaufnehmers 

R = allgemeine Gaskonstante = 287 J/(kgK), ohmscher Widerstand 

= Ortsvektor im Inertialsystem 

R0 = Nullsignal der DMS-Brücken 

Re = (Einheits-) Reynoldszahl 

S = Schwerpunkt, Signalspannung, Sensorempfindlichkeit 

St = Stantonzahl 

T = Temperatur 

U = elektrische Spannung 

W = aufgebrachte Last 

X, Y = Eingangs- und Ausgangssignale im Frequenzbereich 

X, Y, Z = Koordinaten im Inertialsystem 

a = Beschleunigung, linearer Kalibrationskoeffizient 

b = Kalibrationskoeffizient für kombinierte Lastfälle 

c = spezifische Wärmekapazität, Federkonstante, 

= kubischer Kalibrationskoeffizient 

cp = lokaler Druckbeiwert 

cp = spezifische Wärmekapazität bei konstantem Druck 

d = Durchmesser 

[d] = Dämpfungsmatrix 

f = Frequenz 

g = Erdbeschleunigung = 9,81 m/s 2 

h = spezifische Enthalpie, Stoß- oder Impulsantwort 

vii

Nomenklatur 

viii 

j = Massenträgheitsmoment, 

= rotatorische Beschleunigungsempfindlichkeit 

k = Wärmeleitfähigkeit, Dämpfungskonstante, 

= DMS-Empfindlichkeitsfaktor 

[k] = Steifigkeitsmatrix 

l = Länge 

m = Masse, translatorische Beschleunigungsempfindlichkeit 

[m] = Massenverteilungs- bzw. Trägheitsmatrix 

p = Druck 

pdyn = dynamischer Druck = 1 

2 ρ∞u 2 ∞ 

˙q = Wärmestrom 

r = Radius, Ortsvektor im modellfesten Koordinatensystem 

s = Spannweite, Auslenkung der Basis 

t = Zeit 

u, v = Geschwindigkeit 

x, y, z = Koordinaten (im modellfesten Koordinatensystem), 

= Eingangs- und Ausgangssignale im Zeitbereich 

Δ = Änderung 

Δt = Zeitintervall (der Abtastung) 

Δtmess = Breite des Messzeitfensters 

α = Anstellwinkel, Gradient der Temperaturkurve 

β = Vorzeichenfaktor für die Hülsenlast, Gierwinkel 

γ = Isentropenexponent 

δ = Abklingkonstante, Dirac-Stoß 

δRK = Ausschlagwinkel der Rumpfklappe 

σ = Stoßwinkel 

ϑ = Dämpfungsgrad 

θ = Konturwinkel 

η = Frequenzverhältnis 

ε = Dehnung, Sprungfunktion 

εj,k,l = Permutationstensor 

ρ = Dichte 

φ = Rollwinkel 

φ, ϕ = Phasenverschiebung 

ψHe,Ar = Helium- bzw. Argon-Volumenanteil 

τ = Integrationsvariable bezüglich der Zeit 

Ω = Erregerkreisfrequenz 

ω = Kreisfrequenz = 2πf, 

= Winkelgeschwindigkeit

Indices 

A = Auftrieb 

a = außen 

aus = Ausgangsgröße 

aerod. = aerodynamischer Anteil 

d = Größe des gedämpften schwingenden Systems 

E = Endzustand 

ein = Eingangsgröße 

eff = Effektivwert 

gesamt = Gesamtgröße 

i = i-te Komponente i = x, y, z; innen 

i, j, k, 

l, m, n = Laufvariable 

l = Rollmoment 

m = Nickmoment 

m, 57 = Momentengröße bezogen auf den Waagenbezugspunkt 

m, 68 = Momentengröße bezogen auf den Momentenreferenzpunkt 

max = Maximalwert 

n = Giermoment 

p = Druck 

r = Relativwert 

ref = Referenzgröße 

rot = rotatorisch 

S = stoßbezogen, staupunktbezogen 

trans = translatorisch 

t2 = Totalgröße hinter senkrechtem Verdichtungsstoß 

W = Widerstand 

w = Zustandsgröße an der Wand 

x, y, z = entlang der oder um die körperfesten Koordinatenrichtungen 

1 − 5 = Zustände im Stoßrohr 

0 = Ruhezustand vor der Düse, 

= Größe des ungedämpften schwingenden Systems, 

= schwerpunktbezogene Größe 

1 = Zustand vor einem senkrechten Stoß 

2 = Zustand hinter dem Stoß 

4i = Anfangszustand im Hochdruckteil vor der Detonation 

∞ = Größe der freien Anströmung 

ix

Nomenklatur 

x 

Superskripte 

∗ = kritische Größe 

˙ = zeitliche Ableitung 

¨ = zweimalige zeitliche Ableitung 

¯ = Mittelwert 

ˆ = Amplitudenwert

1 Einleitung 

In den vergangenen Jahren sind wiederholt Programme aufgelegt worden, die sich 

mit der Entwicklung rückkehrfähiger Raumtransportsysteme befasst haben. Das Spektrum 

reicht dabei von Systemen, die, bemannt oder unbemannt, als vollwertiger Ersatz 

die althergebrachte Trägerraketentechnologie zum Transport von Satelliten, Raumsonden 

etc. ablösen sollten (z. B. Space Shuttle STS, Buran, Venture Star, HERMES, 

SÄNGER, HOPPER) bis hin zu Mannschaftstransportern und -rettungsfahrzeugen 

für Raumstationen (Crew Return Vehicles CRV: Rettungskapseln, X-38). Immer aber 

sollten die Bestrebungen, gleich ob nationaler oder internationaler Art, zu einer Kostenreduktion 

und/oder einer Steigerung der Zuverlässigkeit gegenüber den bereits bestehenden 

Technologien führen. 

Die meisten der erwähnten Projekte sind mittlerweile eingestellt worden. Am USamerikanischen 

Shuttle-Programm hat sich gezeigt, dass sowohl die Entwicklung als 

auch der Betrieb eines solchen hochgradig komplexen bemannten Systems gerade durch 

den Aspekt der Sicherheit enorme Kosten mit sich bringt. Zusätzlich sind die Kosten 

von notwendigen Entwicklungen im Bereich von Grenztechnologien nicht genau vorherzusagen. 

Dies lässt den Einsatz von Trägerraketen als Verlustgeräte finanziell zumindest 

mittelfristig attraktiver erscheinen. Von Außen aufgezwungene Maßnahmen zur Kostenreduktion 

verleiten zu Vereinfachungen in Konstruktion und Betriebsablauf, die zu 

fatalen Fehlern führen und daher gerade in der bemannten Raumfahrt nicht zu tolerieren 

sind. Dies wurde in jüngster Zeit durch den Verlust des Space Shuttles Columbia“ 

” 

und den Tod seiner Besatzung im Februar 2003 tragisch vor Augen geführt. 

Vorrangiges Ziel bei der Entwicklung neuer Systeme darf daher nicht eine auf Kosten 

der Betriebssicherheit und Zuverlässigkeit erzielte möglichst schnelle Verfügbarkeit 

sein. Vielmehr muss ein einfaches, störunanfälliges und damit inhärent kostengünstiges 

Konzept gefunden werden. Bei der Entwicklung müssen daher die technologischen 

Anforderungen so niedrig wie möglich gehalten werden. Gleichzeitig müssen aber die 

kritischen physikalischen Aspekte ausgelotet, in ihren Auswirkungen verstanden und 

bei der technologischen Entwicklung berücksichtigt werden. Dies gilt besonders für den 

Bereich der Hyperschall-Aerodynamik bzw. Aerothermodynamik 1) . 

Bei einem wiederverwendbaren System kommt der Phase des Wiedereintritts besondere 

Bedeutung zu. Das Fahrzeug ist hier seinen größten Belastungen ausgesetzt. Soll 

1) Als Hyperschallströmungen werden i. A. solche Strömungen bezeichnet, in denen bei großen Enthalpien 

Phänomene wie starke Verdichtungsstöße und Hochtemperatur- oder Realgaseffekte auftreten. 

Die Aerothermodynamik beschreibt die Koppeleffekte zwischen aerodynamischen Lasten 

und thermodynamischen bzw. thermochemischen Vorgängen in Hochenthalpieströmungen. 

1

1 Einleitung 

eine vollständige Wiederverwendbarkeit erreicht werden, müssen Struktur und Material 

diese Belastungen unbeschadet überstehen, und eine gute Manövrierfähigkeit während 

des Wiedereintritts ist unerlässlich. Dies konnte beim einzigen existierenden wiederverwendbaren 

Raumfahrzeug, das operationell betrieben wird, nur mit Einschränkungen 

und Kompromissen erreicht werden. So ist z. B. beim Space Shuttle nach jedem Flug 

eine vollständige Revision des Thermalschutzsystems notwendig, und beim ersten Flug 

konnte in der kritischen Phase des Wiedereintritts der getrimmte Flugzustand nur unter 

Schwierigkeiten erreicht werden. Die Trimmklappen mussten nahezu doppelt so 

stark ausgeschlagen werden wie vorgesehen, wobei fast der maximale Ausschlagwinkel 

erreicht wurde. Durch eingehende Untersuchungen und Auswertung der Flugdaten 

konnten diese Fehler allerdings identifiziert und mit weiteren Simulationen und Bodentests 

korrigiert werden (Griffith et al. 1987). Es bleibt die Tatsache bestehen, dass 

Betrieb und Wartung des Shuttle wesentlich größere Kosten verursachen als in der 

Projektierungsphase angenommen, so dass von Rentabilität nicht die Rede sein kann. 

Bei künftigen Projekten gilt es daher, eine stabile und weitreichende aerodynamische 

und aerothermodynamische Datenbasis zu schaffen, in der Daten aus numerischen 

Berechnungen mit experimentellen Ergebnissen vereinigt sind, auf deren Grundlage eine 

missionsangepasste Entwicklung eines Raumtransportsystems erfolgen kann. Dabei 

ist sicherzustellen, dass gerade die kritischen Bereiche der Trajektorie eines wiederverwendbaren 

Raumfahrzeugs abgedeckt und korrekt erfasst sind, so vor allem die Wiedereintrittsphase. 

Je genauer die Kenntnis der Vorgänge in dieser Missionsphase ist, 

desto größer ist die erreichbare Zuverlässigkeit. Hierzu ist neben der erschöpfenden Nutzung 

moderner Computersimulationsverfahren (Computational Fluid Dynamics CFD) 

auch der Einsatz von Bodentestanlagen ein unerlässliches Hilfsmittel. Eine realistische 

Simulation der Wiedereintrittsvorgänge erfordert die Einhaltung bestimmter Kennzahlen 

oder Ähnlichkeitsparameter. Stoßabstand, Stoßkontur, Grenzschichtausbildung, 

Transitionsvorgänge etc. können in ihrer für den Über- und Hyperschallbereich charakteristischen 

Ausprägung im Windkanal durch die Einhaltung der Mach- bzw. der 

Reynoldszahlähnlichkeit simuliert werden, wobei allerdings bei höheren Machzahlen 

deren Einfluss auf bestimmte Strömungsphänomene abnimmt (Machzahl-Unabhängigkeitsprinzip, 

ab ca. M∞ = 6) (Anderson 1989). Sollen darüber hinaus die chemischen 

Nichtgleichgewichtseffekte und atomaren Massenkonzentrationen im Strömungsfeld um 

einen Körper für den Modellfall vergleichbar sein, muss neben der Anströmgeschwindigkeit 

u∞ auch das Produkt aus der Dichte ρ∞ der Anströmung und einer charakteristischen 

Länge l dupliziert werden (Anderson 1989). Abbildung 1.1 zeigt diese so genannte 

” binary scaling“-Ähnlichkeit für die Simulationsbereiche verschiedener europäischer 

Hochenthalpie-Windkanäle (lModell =0,25 m) im Vergleich mit einer typischen Wiedereintrittstrajektorie 

(z. B. für HERMES, HOPE o. ä., lOriginal ≈ 15 m) (Habermann 

2001). Die zum Erreichen entsprechender freier Anströmbedingungen in einem Hyperschallwindkanal 

notwendige Ruheenthalpie ergibt sich in erster Näherung aus der 

kinetischen Energie der Strömung,z.B.müssen mindestens 8 MJ/kg als Ruheenthalpie 

aufgebracht werden, um eine Strömung mit einer Geschwindigkeit von u∞ = 4000 m/s 

2

Abb. 1.1: Simulationsbereiche europäischer Hochenthalpie-Windkanäle im Vergleich mit einer 

typischen Wiedereintrittstrajektorie (HEG: DLR, Göttingen; TH2/TH2-D: 

Stoßwellenlabor, RWTH Aachen; F4: Onera, Modane/Frankreich; VKI: Von- 

Kármán-Institut, Brüssel) 

zu erhalten. Solch hohe Enthalpien können für einen kontinuierlichen Windkanalbetrieb 

nicht bereitgestellt werden. Hochenthalpie-Windkanäle sind daher im Allgemeinen intermittierend 

arbeitende Anlagen, welche die zur Wiedereintrittssimulation notwendigen 

Strömungszustände nur für verhältnismäßig kurze Zeit (Δtmess ≪ 1 s) aufrechterhalten 

können (Impulsanlagen). Eine vollständige Einhaltung aller Kenngrößen ist 

in einem Hyperschallwindkanal nicht zu erreichen, Versuchsergebnisse aus solchen Anlagen 

können aber bei Übereinstimmung einiger ausgewählter Kenngrößen zumindest 

Vergleichsdaten liefern, anhand derer CFD-Verfahren validiert und konkret Computersimulationen 

auf ihre Richtigkeit überprüft werden können. Idealerweise können aber 

auch einzelne Abschnitte einer Mission direkt simuliert und die erhaltenen Modelldaten 

auf die Großausführung übertragen werden, sofern die im jeweiligen Abschnitt der 

Trajektorie bestimmenden Ähnlichkeitsparameter dupliziert werden können. 

Die extrem kurzen Messzeiten, die für Hochenthalpiekanäle typisch sind, stellen an 

die Versuchs- und Messtechnik besonders hohe Anforderungen. Die Messung des Oberflächendrucks 

und der Oberflächentemperatur, aus deren Änderung auf die Wärmestrombelastung 

des untersuchten Modells geschlossen werden kann, ist mittlerweile 

etabliert. Es stehen Sensoren zur Verfügung, die bei ausreichender Robustheit zum 

einen klein genug sind, um bei gegebener Modellgröße (typisch ≤ 0,25 m) eine hohe 

räumliche Auflösung der Messpunkte zu ermöglichen, und zum anderen ausreichend 

kurze Ansprechzeiten aufweisen, so dass die kurzen Zeitspannen stationärer Strömungszustände 

voll genutzt werden können. Wesentlich problematischer ist hier die Messung 

3

1 Einleitung 

der aerodynamischen Kräfte und Momente. Das System Modell, Kraftmesswaage und 

Modellsupport 2) lässt sich bei Vernachlässigung von Struktur- und aerodynamischer 

Dämpfung in erster Näherung durch folgende Differentialgleichung beschreiben: 

[m]¨x +[k]x = F, (1.0.1) 

wobei [m] die Massen- und [k] die Steifigkeitsmatrix des Systems repräsentiert, x bzw. 

¨x geben den Verschiebungs- bzw. den Beschleunigungsvektor an und F die Summe der 

äußeren Kräfte. Für die Auslegung und Konstruktion entsprechender Kraftmesswaagen 

existieren zwei Grundprinzipien (Bernstein 1975): 1) Modell, Waage und Support 

bilden mit der gesamten umgebenden Struktur eine ideal starre Einheit (d. h. Federsteifigkeiten 

in [k] →∞), das Modell erfährt bei Aufbringung der aerodynamischen 

Lasten nur infinitesimale Verschiebungen, aber keine Beschleunigungen. Obige Gleichung 

vereinfacht sich demgemäß zu 

[k]x = F (1.0.2) 

Die einwirkenden Kräfte und Momente bewirken in der Waage mechanische Spannungen, 

die mit geeigneten Sensoren erfasst werden. Bei geeigneter Kalibration können 

aus den Sensordaten die aerodynamischen Lasten bestimmt werden. Waagen, die nach 

diesem steifigkeitsdominierten System arbeiten, werden als ” Kraftwaagen“ bezeichnet. 

2) Das Modell ist in der Strömung frei beweglich und erfährt durch die einwirkenden 

Kräfte translatorische und rotatorische Beschleunigungen, die mit entsprechenden 

Sensoren gemessen werden können. Ist die Massenverteilungs- oder Trägheitsmatrix des 

Modells bekannt, lassen sich aus den gemessenen Beschleunigungen die verursachenden 

Kräfte und Momente ableiten. Analog zu Gl. 1.0.2 vereinfacht sich Gl. 1.0.1 zu 

[m]¨x = F (1.0.3) 

Man spricht bei Waagen, bei denen dieses beschleunigungsdominierte Messprinzip Verwendung 

findet, von Beschleunigungswaagen“. 

” 

Es liegt auf der Hand, dass beide Wirkprinzipien theoretische Idealisierungen und in 

dieser Form technisch nicht umsetzbar sind. Im ersten Fall treten bei real ausgeführten 

Messanordnungen endlicher Steifigkeit durch die entstehenden Materialspannungen 

immer entsprechende Dehnungen auf (und letztendlich sind es auch diese Dehnungen, 

die z. B. mit Dehnmessstreifen gemessen werden). Die endliche Steifigkeit 

führt aber bei der für Impulsanlagen typischen, fast stufenförmige Lastaufbringung 

zwangsläufig zur Anregung von Eigenschwingungen. Die Modellbewegungen sind nicht 

mehr vernachlässigbar, und das schwingende Modell prägt der Waage durch die eigene 

Massenverteilung Trägheitslasten auf, die den reinen aerodynamischen Lasten überlagert 

sind und sich auch als überlagerte, oszillierende, d. h. dynamische Anteile in 

2) Als Modellsupport wird die Struktur bezeichnet, mit der Modell und Waage in der Messstrecke 

des Windkanals befestigt sind. 

4

den Messsignalen wiederfinden. Um trotz dieser überlagerten Trägheitslasten die aerodynamischen 

Bestandteile zuverlässig zu erfassen, werden wiederum zwei Verfahren 

angewendet. Das am Stoßwellenlabor eingesetzte Verfahren kann als Mischform der 

oben erwähnten Messmethoden verstanden werden. Die Waage ist auf größtmögliche 

Steifigkeit ausgelegt, gleichzeitig werden die im Versuch auftretenden Beschleunigungen 

des Modells gemessen. Aus diesen werden mit in Vorversuchen bestimmten Faktoren 

die auf die Waage wirkenden Trägheitskräfte errechnet. Damit kann dann aus den 

gemessenen Gesamtlasten der dynamische Anteil eliminiert und die aerodynamischen 

Lasten bestimmt werden (Störkmann 1998; Störkmann et al. 1998). An der Universität 

von Queensland in Brisbane/Australien wurde ein Verfahren entwickelt, das in 

der Auswertung der Versuchsdaten das Eigenschwingverhalten des Systems mitberücksichtigt 

(Sanderson, Simmons 1991; Mee et al. 1995; Tuttle et al. 1997). Hierzu wird bei 

der Kalibration der Waage die Antwort des Systems auf einen definierten Eingangslastverlauf 

bestimmt. Eingangs- und Ausgangsgrößen sind dabei im Frequenzbereich durch 

die Übertragungsfunktion verknüpft. Mit Hilfe dieser Übertragungsfunktion lässt sich 

aus den gemessenen Versuchsdaten auf die verursachende, d. h. in diesem Fall aerodynamische 

Eingangslast schließen. Hierbei kommt das mathematische Verfahren der 

Rückfaltung (engl. deconvolution“) zum Einsatz. 

” 

Auch das zweite Wirkprinzip der Beschleunigungswaage findet Anwendung. So wurden 

am Institut Saint Louis (ISL) Versuche unternommen, bei denen ein mit Beschleunigungssensoren 

bestücktes Modell während der Versuchszeit von einer Klemmvorrichtung 

freigegeben wurde. In dieser Freiflugphase wurden die Beschleunigungen des 

Modells gemessen und mit der bekannten Massenmatrix konnten die einwirkenden aerodynamischen 

Kräfte bestimmt werden (Naumann et al. 1991; Naumann et al. 1995). 

Weiterhin wurde am Indian Institute of Science in Bangalore/Indien eine entsprechende 

Waage entwickelt, bei der das Modell mit Gummischeiben elastisch gelagert ist. Innerhalb 

der kurzen Messzeit werden die Scheiben nur geringfügig verformt und nehmen nur 

geringe Kräfte auf, so dass allein die gemessenen Beschleunigungen zur Bestimmung 

der aerodynamischen Kräfte herangezogen werden können (Sahoo et al. 2003). 

Nach einer Übersicht über Aufbau und Betrieb des Stoßwellenkanals TH2 im Kapitel 

2 werden die Grundlagen der Kraftmesstechnik für kurze Messzeiten in Kapitel 

3 vorgestellt, wobei neben der prinzipiellen Problematik auch die bereits erwähnten 

Lösungsansätze genauer erläutert werden. Die am Stoßwellenlabor eingesetzte Technik 

wird in Kapitel 4 eingehender behandelt. In Kapitel 5 werden die mit dieser Technik 

durchgeführten Kraft- und Momentenmessungen an verschiedenen Modellen im 

TH2/TH2-D beschrieben. Aus diesen Versuchen können Ansatzpunkte für eine Verbesserung 

bzw. Erweiterung der auf Beschleunigungskompensation basierenden Messtechnik 

abgeleitet werden, die in Kapitel 6 betrachtet und kritisch beurteilt werden. In 

Kapitel 7 wird das Erarbeitete zusammengefasst und versucht, Wege und Möglichkeiten 

für Weiterentwicklungen aufzuzeigen. 

5

1 Einleitung 

6

2 Anlagenaufbau 

2.1 Der Stoßwellenkanal TH2 / TH2-D 

Wie in der Einleitung bereits beschrieben, sind i. A. nur intermittierend arbeitende 

Windkanäle in der Lage, ausreichend hohe Ruheenthalpien bereitzustellen, um beispielsweise 

Wiedereintrittsvorgänge simulieren zu können. Viele solcher Anlagen arbeiten 

nach dem Prinzip des Stoßwellenkanals, d. h. dass das Versuchsgas in einem 

Rohr durch eine Stoßwelle verdichtet und aufgeheizt wird und nachfolgend durch eine 

Düse in die Messstrecke des Kanals strömt. Das Gas wird dabei auf die erforderliche 

Hyperschallgeschwindigkeit beschleunigt. 

Die Stoßwellen können durch die plötzliche Beaufschlagung des Versuchsgases mit 

hochgespanntem und z. T. heißem Treibergas erzeugt werden. Allerdings variieren die 

Methoden, mit denen das Treibergas auf entsprechende Anfangsbedingungen gebracht 

wird. Die in dieser Arbeit vorgestellten Messungen wurden im Hyperschallkanal TH2 

des Stoßwellenlabors der RWTH Aachen durchgeführt (Olivier, Grönig 1995-a). Bei 

dieser Anlage handelt es sich um einen Stoßwellenkanal, in der das Treibergas auf 

zwei unterschiedliche Weisen in den Anfangszustand gebracht werden kann. Im Folgenden 

soll daher das Funktionsprinzip eines Stoßwellenkanals am Beispiel des TH2 im 

konventionellen Betriebsmodus sowie die Besonderheiten des zweiten, detonationsgetriebenen 

Modus kurz erläutert werden. In Abb. 2.1 sind dazu für beide Modi jeweils 

der prinzipielle Aufbau und in Form eines Weg-Zeit-Diagramms oder Wellenplans die 

entsprechenden Wellenprozesse dargestellt. Weitere Anlagentypen werden z. B. bei Habermann 

(2001), Lenartz (1996) und Vetter (1993) beschrieben. 

2.1.1 Betrieb mit Heliumtreiber 

Konventionelle Stoßwellenkanäle wie der TH2 zeichnen sich durch ihren vergleichsweise 

einfachen Aufbau und die gute Handhabbarkeit bei niedrigen Betriebskosten aus. 

Sie bestehen im Wesentlichen aus drei Abschnitten: dem Hochdruck- oder Treiberteil, 

dem Niederdruck- oder Laufteil und der sich an die Endwand des Niederdruckteils 

anschließenden Düse mit nachfolgender Messstrecke (s. Abb. 2.1(a)). Diese ist ihrerseits 

Bestandteil eines Vakuumbehälters. Der Hochdruckteil des TH2 ist 6 m lang 

und besitzt einen Innendurchmesser von 140 mm, dieLänge des Niederdruckteils beträgt 

bei gleichem Durchmesser 15,6 m. AufdieDüse wird in Abschnitt 2.1.3 noch 

genauer eingegangen. Die Segmente sind vor dem Versuchsstart durch Membranen 

7


(a) Aufbau und Wellenplan des konventionellen TH2 

(b) Aufbau und Wellenplan des detonationsgetriebenen TH2-D 

Abb. 2.1: Prinzipieller Aufbau des TH2 in seinen beiden Betriebsmodi und schematische 

Darstellung der Wellenprozesse (Wellenpläne) 

8


voneinander getrennt, so dass sie mit jeweils unterschiedlichen Drücken befüllt werden 

können. In den Hochdruckteil wird ein leichtes Gas unter hohem Druck (Zustand ○4 ) 

eingefüllt (früher z. T. Wasserstoff, heute aus Sicherheitsgründen i. A. Helium), das 

Versuchsgas, z. B. technische Luft, befindet sich im Niederdruckteil, wobei ein Druck 

eingestellt wird, der um Größenordnungen geringer als der des Treibergases ist (Zustand 

○1 ). Düse, Messstrecke und Vakuumkessel sind evakuiert. Wird die zwischen 

Hoch- und Niederdruckteil befindliche Hauptmembran zum Bersten gebracht 1) , breitet 

sich durch die nun anliegende große Druckdifferenz eine Stoßwelle in das Versuchsgas 

aus, das dadurch auf den Zustand ○2 komprimiert und aufgeheizt wird. Zwischen dem 

nachströmenden Treibergas und dem Versuchsgas befindet sich die Kontaktfläche oder 

Mediengrenze der beiden Gase. Über diese Grenzfläche ändern sich Druck und Geschwindigkeit 

der beiden Gase nicht, in allen anderen Zustandsgrößen können jedoch 

Differenzen auftreten. Das Treibergas wird durch eine in den Hochdruckteil laufende 

Expansionswelle (Stoßrohrexpansion) vom Ausgangszustand ○4 auf den Zustand ○3 

hinter der Mediengrenze gebracht. Der in den Niederdruckteil einfallende Stoß wird 

an der Rohrendwand reflektiert. Das Versuchsgas, das durch den einfallenden Stoß auf 

eine endliche Geschwindigkeit beschleunigt wurde, wird durch den reflektierten Stoß 

wiederum abgebremst, die kinetische Energie des Gases wird dabei umgesetzt in einen 

weiteren Druck- und Temperaturanstieg (Zustand ○5 ). 

(a) ” tailored“ (b) ” overtailored“ (c) ” undertailored“ 

Abb. 2.2: Interaktion des reflektierten Stoßes mit der Mediengrenze 

Im Idealfall, d. h. bei geeigneter Wahl der Anfangsparameter p1,p4 und T4, werden 

das Versuchsgas und auch die Mediengrenze durch den reflektierten Stoß gerade 

soweit abgebremst, dass sie gegenüber der Rohrendwand in Ruhe sind (unter Außerachtlassung 

des durch die Düse aus dem Reservoir ausströmendes Gases, siehe hierzu 

Abschnitt 2.1.3). Der reflektierte Stoß durchdringt dabei die Mediengrenze ungehin- 

1) Tatsächlich wird beim TH2 der Versuchsstart durch die gezielte Zerstörung zweier in einer Doppelmembrankammer 

angeordneter Membranen ausgelöst. Eine genauere Beschreibung dieser Technik 

ist bei Oertel (1966) zu finden. 

9


dert; man sagt, die Mediengrenze ist angepasst ( ” tailored interface“, s. Abb. 2.2(a)). 

Der Zustand ○5 ist dabei mit dem Reservoir- oder Ruhezustand der Düse ○0 identisch. 

Analog zur Interaktion einer Schall- oder einer Lichtwelle mit einer Grenzfläche zwischen 

zwei Medien unterschiedlicher akustischer oder optischer Dichte kann es auch im 

Fall einer nicht angepassten Mediengrenze zur erneuten Reflexion des Stoßes kommen. 

Wird der Stoß an der Mediengrenze wiederum als Stoß reflektiert, spricht man von 

einer überangepassten Mediengrenze ( ” overtailored interface“, Abb. 2.2(b)). Die wiederholten 

Reflexionen zwischen Mediengrenze und Rohrendwand führen hier zu einem 

Anstieg des Reservoirdrucks über der Zeit. Die Reflexion des Stoßes an einer unterangepassten 

Mediengrenze ( ” undertailored interface“) erfolgt als Expansion, s. Abb. 2.2(c). 

Auch diese Expansion kann mehrfach zwischen Mediengrenze und Rohrendwand hinund 

her reflektiert werden, so dass der Reservoirdruck vermindert wird. Im Falle einer 

nichtangepassten Mediengrenze wird mit ○0 der Zustand bezeichnet, der als Ruhezustand 

für die eigentliche Messströmung genutzt wird, gegebenenfalls nach einer oder 

mehreren Reflexionen. Er ist also nicht notwendigerweise mit Zustand ○5 identisch. 

2.1.2 Betrieb mit Detonationstreiber 

In der im vorherigen Abschnitt vorgestellten Ausführung wird der Stoßwellenkanal TH2 

mit Anfangsdrücken p4 im Hochdruckteil zwischen 3 und 120 MPa betrieben. Das Hochdruckrohr, 

und damit das Treibergas, kann dabei elektrisch bis auf eine Temperatur T4 

von maximal 500 K aufgeheizt werden. Bei Fülldrücken im Niederdruckteil zwischen 

14 und 500 kPa ist die erreichbare Ruheenthalpie der Strömung auf etwa 6,5 MJ/kg begrenzt 

(Zechner, Olivier 1996; Schulte-Roedding 1998; Schulte-Roedding, Olivier 1998). 

Eine weitere Erhöhung ist aus anlagentechnischen Gründen mit konventionellem Treiber 

nicht möglich. Daher wurde für den TH2 eine alternative Treibertechnik entwickelt, 

die es mit relativ geringem Aufwand erlaubt, deutlich höhere Enthalpien zu erreichen 

(Grönig et al. 1998; Habermann et al. 1999; Habermann 2001; Olivier et al. 2002). 

Hierbei wird der konventionelle Treiber durch einen so genannten Detonationstreiber 

von nun 9 m Länge ersetzt. Im Detonationstreiber wird dem Treibergas die nötige 

Energie durch eine interne chemische Reaktion zugeführt. Als Treibergas wird dazu ein 

detonationsfähiges Wasserstoff-Sauerstoff-Gemisch (= Knallgas) eingesetzt, dem zur 

Einstellung bestimmter Versuchskonditionen Helium- oder Argonanteile zugesetzt werden. 

Der Fülldruck im Detonationsteil kann mit 6,5 − 7 MPa relativ niedrig gehalten 

werden (Zustand ○4i in Abb. 2.1(b)), der zur Erzeugung der Stoßwelle im Niederdruckteil 

relevante Treibergas-Zustand wird durch die detonative Verbrennung des Gasgemischs 

im Detonationsteil erreicht. Der detonationsgetriebene Kanal wird mit TH2-D 

bezeichnet. Eine Detonation ist eine Verbrennung, bei der das Gasgemisch durch einen 

Verdichtungsstoß komprimiert und auf Temperaturen oberhalb der Zündgrenze aufgeheizt 

wird. Durch die Energiefreisetzung der Verbrennung wird die Stoßfront ihrerseits 

aufrechterhalten. Eine Detonationsfront pflanzt sich also mit Geschwindigkeiten fort, 

die der Ausbreitungsgeschwindigkeit von Verdichtungsstößen entsprechen. 

10


Die Initiierung der Detonation erfolgt am TH2 an der Membran zum Niederdruckteil, 

die Detonation breitet sich entgegen der Laufrichtung des Hauptstoßes stromauf, nach 

rückwärts, aus, weshalb von einem Stromauf-Detonations- oder Rückwärtstreiber gesprochen 

wird. Zur Zündung wird in einem seitlich am Hauptrohr angebrachten Zündrohr 

ein dünner Draht durch einen Hochspannungspuls zur Explosion gebracht. Dies 

setzt eine Verbrennung des Füllgases in Gang, die bis zur Mündung des Zündrohrs in 

das Hauptrohr vollständig in eine Detonation umgeschlagen ist. Die Detonation bewirkt 

neben einem abrupten Temperatur- auch einen starken Druckanstieg (das Verhältnis 

von Detonations- zu Fülldruck beträgt etwa 20), so dass die Hauptmembran mit einer 

Druckdifferenz beaufschlagt wird, die ihren Berstdruck um ein vielfaches übersteigt. 

Hieraus folgt eine schnelle Öffnung der Membran mit entsprechend geringen Verlusten. 

Dies begünstigt zusammen mit der sehr genau einstellbaren Treibergaszusammensetzung 

und den sehr gut kontrollierbaren, geringen Fülldrücken die für Stoßwellenkanäle 

außergewöhnlich gute Reproduzierbarkeit der Versuchsbedingungen. Der weitere Ablauf 

der Wellenprozesse im Niederdruckteil ist mit denen des konventionell getriebenen 

TH2 nahezu identisch. 

Der prinzipielle Aufbau des TH2-D entspricht der Prinzipskizze in Abb. 2.1(b), allerdings 

ist die Anlage in der realen Ausführung noch um einen Dämpfungsteil von 

gleichem Durchmesser und 6 m Länge erweitert, der durch einen Stapel Polyestermembranen 

(Hostaphan-RN� ) vom Detonationsteil abgetrennt ist. Der Dämpfungsteil ist 

mit Stickstoff unter sehr geringem Druck gefüllt und dient als Expansionskessel für 

die Detonationswelle, wenn diese das stromauf gelegene Ende des Detonationsrohres 

erreicht. Auf diese Weise wird die Stärke der Reflexion am Rohrende gemindert und 

so die strukturelle Belastung des Rohres reduziert. Zusätzlich kommt beim Betrieb des 

TH2-D noch ein schnellschließendes Düsenventil zum Einsatz, das nach dem Ende der 

Messzeit den Düseneinlauf verschließt und so die Messstrecke bzw. die eingebauten 

Modelle und Sensoren vor Kontamination mit dem Treibergas, d. h. in diesem Falle 

Wasserdampf, schützt. Zusätzlich können auf diese Weise die sonst beim Zusammenbruch 

der Düsenströmung auftretenden starken Druckschwankungen im Vakuumkessel 

ausgeblendet werden, weshalb das Düsenventil auch bei einigen Versuchen mit konventionellem 

Treiber Anwendung findet. 

Eine detaillierte Darstellung von Aufbau und Betriebsweise des detonationsgetriebenen 

Stoßwellenkanals TH2-D gibt Habermann (2001). Beschreibungen alternativer 

Treibertechniken zur Erzielung hoher und höchster Ruheenthalpien finden sich dort 

ebenso wie auch bei Lu, Marren (2002). 

11

Aerothermodynamische Untersuchung auftriebsgestützter ...

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