Hintergrund
Die Leistungsanforderungen an heutige Triebwerke und Raketen erfordern Betriebstemperaturen weit über dem Schmelzpunkt der einsetzbaren Werkstoffe. Daher ist eine aktive Kühlung der Brennkammer und der Turbine unerlässlich. Eine effektive und häufig eingesetzte Methode ist die Filmkühlung. Dabei wird ein kühleres Fluid parallel oder unter einem bestimmten Winkel zur Hauptströmung injiziert und isoliert die zu schützende Fläche vor dem Heißgas. Im Triebwerk handelt es sich bei dem Kühlmedium in der Regel um Luft, während in der Raketenanwendung auch Brennstoff zur Kühlung injiziert wird.
Wird nun das Kaltgas mit dem Ziel der Kühlung injiziert, kann es im Kühlfilm durch turbulenter Interaktion mit dem Heißgas lokal zu stöchiometrischen Bedingungen kommen. Da die Temperaturen oberhalb der Zündgrenze liegen, sind chemische Reaktionen / Verbrennungen und somit thermische Belastungen der Oberfläche die Folge [1].
Versuchsaufbau
Primäres Ziel ist die Grundlagenuntersuchung der Turbulenz-Chemie-Interaktion beim Einsatz des Brennstoffs als Kühlgas.
Zunächst wird mittels eines Reaktors im Magerbetrieb Heißgas erzeugt. Dieses wird in eine Messstrecke eingeleitet, die von drei Seiten optisch zugänglich ist. In der Messstrecke ist eine Parallelinjektion für Kühlgas installiert. Wasserstoff, Methan und Propan sind dabei von Interesse und werden unter atmosphärischen Bedingungen zur Kühlung eingeblasen. Durch den optischen Zugang kann die Interaktionszone untersucht werden.
Messtechnik
- OH-PLIF (Planare laserinduzierte Fluoreszenz) zur Untersuchung der Reaktionszone
- PIV (Particle Image Velocimetry) zur Untersuchung der Geometrie bei nicht-reaktiver, isothermer Strömung
- Thermoelemente/Widerstandselemente zur Bestimmung der Oberflächentemperaturen
Quellen
[1] Dave S. Evans, The Impact of Heat Release in Turbine Film Cooling, Ohio, 2008