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High-fidelity CFD simulations of helicopter rotors are carried out to investigate the dynamic stall flow phenomenon. The simulations are based on two experimental test cases, namely a model rotor with high cyclic pitch control operated at DLR Göttingen, and a highly-loaded, high-speed turn flight of the Bluecopter demonstrator. URANS and DDES simulations are carried out using the flow solver FLOWer coupled with CAMRAD II. A validation of the numerical methods is conducted based on the experimental model-rotor case, which shows that the onset of dynamic stall and the associated load overshoots agree well in overall. An unprecedented comparison of instantaneous PIV and CFD results reveals that after stall onset, only the DDES captures the chaotic nature of separated flow and exhibits small-scale vortical structures that correlate nicely with the measurement. However, the DDES suffers from the numerical artifact of modeled-stress depletion leading to grid-induced separation. Therefore, several improvements to the so-called boundary-layer shielding are investigated for both dynamic stall cases and found to eliminate the issue. Also, a shear-layer-adaptive filter width is successfully applied to the LES mode of the DDES that promotes a more realistic development of flow instabilities in separated shear layers. Concerning the turn flight simulation of the Bluecopter, the computed main rotor control angles agree very well with the flight-test measurements. A comparison of the pitch-link loads shows a good correlation regarding the overall trends and a significant improvement over a lower-order analysis. However, the pitch-link-load amplitudes are still underpredicted. Furthermore, the flow field is found to be highly unsteady and complex throughout a large portion of the azimuth, exhibiting strong separation and multiple dynamic stall events that are partly triggered by blade-vortex interaction.

This book presents the state of the art in the analyses of three-dimensional flow over rotating wind turbine blades. Systematic studies for wind turbine rotors with different sizes were carried out numerically employing three different simulation approaches, namely the Euler, URANS and DDES methods. The main mechanisms of the lift augmentation in the blade inboard region are described in detail. The physical relations between the inviscid and viscous effects are presented and evaluated, emphasizing the influence of the flow curvature on the resulting pressure distributions. Detailed studies concerning the lift augmentation for large wind turbine rotors are considered as thick inboard airfoils characterized by massive separation are desired to stronger contribute to power production. Special attention is given to the analyses of wind turbine loads and flow field that can be helpful for the interpretation of the occurring physical phenomena. The book is aimed at students, researchers, engineers and physicists dealing with wind engineering problems, but also for a wider audience involved in flow computations.

In der vorliegenden Arbeit wird eine approximative Methodik zur Vorhersage des laminar-turbulenten Grenzschichtumschlags an Hubschrauberrotoren für reibungsbehaftete Strömungssimulation mittels URANS Verfahren entwickelt. Anhand der Methodik wird der Einfluss von laminarer Strömung auf die benötigte Rotorleistung und den generierten Rotorschub untersucht und mit voll-turbulenten Ergebnissen verglichen. Zur Berechnung der laminaren Grenzschicht wird ein Integralverfahren nach Schlichting/Walz in Kombination mit einem Geschwindigkeitsansatz für rotierende Blätter nach Blaser und Velkoff verwendet. Die Vorhersage des laminar-turbulenten Umschlags erfolgt mittels empirischer Kriterien. Aufgrund der komplexen Rotorströmung wird ein breites Spektrum von Grenzschichtinstabilitäten berücksichtigt, darunter Tollmien-Schlichting-Wellen, laminare Ablösung, Querströmung, Bypass-Mechanismen und Anlegelinieninstabilitäten. Die Umschlagsvorhersage berücksichtigt den Turbulenzgrad des simulierten Blattnachlaufes. Eine Detektion des Grenzschichtrandes aus der URANS Lösung ist nicht erforderlich. Die grundlegende Validierung der approximativen Methode erfolgt anhand der Nachrechnung von experimentellen Testfällen mit laminar-turbulentem Grenzschichtumschlag. Dazu zählen ein Laminarprofil, ein oszillierendes Hubschrauberprofil sowie ein schiebendes Flügelsegment. Als Testfall mit Rotationseinfluss werden der Flugversuch eines Hubschraubers im Schwebeflug und die Rotorströmung eines Mach-skalierten Windkanal-Hubschraubermodells im Vorwärtsflug nachgerechnet. Die berechneten laminar-turbulenten Umschlagslagen an den Rotorblättern zeigen generell eine gute Übereinstimmung zu den experimentellen Messungen. Gegenüber der üblichen Annahme einer voll-turbulenten Rotorströmung bewirkt die Berücksichtigung der laminaren Lauflängen eine Verringerung des Rotorleistungsbedarfs von 3- 5%. Der Rotorschub bleibt von der laminaren Strömung praktisch unbeeinflusst.

Diese Arbeit als Bestandteil des Graduiertenkollegs GRK-1095 „Aero-thermodynamische Auslegung eines Scramjet-Antriebssystems für zukünftige Raumtransportsysteme“ der Deutschen Forschungsgemeinschaft (DFG) befasst sich mit Untersuchungen an Scramjet-Einläufen mit hohen Verdichtungsverhältnissen, wobei der Schwerpunkt darin lag, den Übergang von vormals vorherrschenden zweidimensionalen zu dreidimensionalen Geometrien zu erreichen. Dazu wurde zunächst der bestehende zweidimensionale Doppelrampen-Einlauf GK-01 der ersten Leitkonfiguration des Graduiertenkollegs modifiziert, um mit diesem Erkenntnisse über Aspekte zu erlangen, auf die bei der Auslegung einer neuen, vollständig drei-dimensionalen Einlaufgeometrie besonderes Augenmerk gelegt werden muss. Dies betraf insbesondere die aerodynamischen und aerothermodynamischen Auswirkungen durch zusätzliche Seitenwandkompression sowie Veränderungen beim Innenkontraktionsverhältnis des Einlaufs. Basierend auf diesen Erkenntnissen wurde mittels einer CFD-Parameterstudie die Einlaufgeometrie der neuen dreidimensionalen Gesamtkonfiguration des Graduiertenkollegs festgelegt. Das Betriebsverhalten des auf Basis dieser Parameterstudie entwickelten und gefertigten Einlaufmodells GK-3D wurde anschließend im Hyperschallwindkanal H2K der Abteilung Überschall- und Hyperschalltechnologien des DLR in Köln eingehend an unterschiedlichen Betriebspunkten und bei verschiedenen Bedingungen experimentell untersucht. Die Einlaufströmung wurde in den Windkanalversuchen mit Strömungsvisualisierung durch Schattenaufnahmen und Wand- und Pitotdruckmessungen erfasst. Für das neu ausgelegte GK-3D-Modell wurde ein Druckmessrechen entwickelt, der neben Pitotröhrchen auch über statische Drucksonden verfügt. Zudem wurde der Massenstrom mit einer Drossel gemessen, mit der auch der Brennkammergegendruck variiert wurde, um die Grenzen des Betriebsbereichs des Einlaufs zu ermitteln. Die Wärmelasten auf den externen Verdichtungsrampen wurden mittels Infrarot-Thermografie bestimmt. Die zusätzliche Seitenwandkompression im modifizierten 2D-Einlauf verursachte starke Änderungen der externen Strömung, die das Startverhalten des Einlaufs negativ beeinflussten. Dadurch war eine optimale Anpassung der Lippenposition an die veränderte Strömungsstruktur nicht möglich, so dass mit dieser Art der Seitenwandkompression, im Gegensatz zu zusätzlichen seitlichen Kompressionskeilen im internen Strömungskanal, aufgrund des größeren Spillage-Massenstroms keine bedeutend höhere Verdichtung erzielt werden konnte. Die Eckenwirbel waren bei zusätzlicher Seitenwandkompression deutlich stärker und wurden durch die Interaktion mit dem zweiten Rampenstoß nochmals enorm verstärkt, wodurch die Grenzschichten in weiten Bereichen der externen Rampen ablösten. Im 2D-Fall und bei interner Seitenwandkompression war es möglich, die Innenkontraktion deutlich zu erhöhen und durch den zusätzlich eingefangenen Massenstrom die Effizienz zu steigern. Zur Untersuchung des Betriebsverhaltens des neuen 3D-Einlaufs wurden das Startverhalten, der Einfluss der Innenkontraktion, der Reynoldszahl und die Änderung der Flugbahnwinkel betrachtet. Das Startverhalten stimmte dabei gut mit Erfahrungswerten von anderen 3D-Einläufen überein. Die Innenkontraktion hatte keine entscheidenden Auswirkungen auf das Strömungsfeld und das Leistungsvermögen des Einlaufs. Die Grenzen des Betriebsbereichs verschoben sich mit steigender Innenkontraktion jedoch zu höheren Druckverhältnissen. Die Stoß-Grenzschicht-Interaktion des Rampenstoßes mit der Haubenoberfläche, die bei Fällen mit hoher Innenverdichtung auftritt, erwies sich nicht als problematisch. Dies war auch bereits bei den Voruntersuchungen mit dem modifizierten 2D-Einlauf der Fall. Größere Auswirkungen ergaben sich durch Flugbahnwinkel, welche die effektiven Kompressionswinkel der Rampe bzw. der Seitenwände und den Fangquerschnitt verändern und damit auch die Druck- und Massenstromverhältnisse. Hinsichtlich eines sicheren Betriebs sind vor allem hohe positive Anstellwinkel als kritisch einzustufen, da die Druck- und Massenstromverhältnisse derart stark absinken, dass die Zündung und Stabilität der Verbrennung eventuell nicht mehr gewährleistet sind. Die Variation der Reynoldszahl lieferte nur kleine Einflüsse auf das Leistungsvermögen und die Effizienz des Einlaufs im ungedrosselten Betriebsfall. Die Betriebsgrenzen lagen bei hoher Reynoldszahl jedoch deutlich niedriger, das Blockieren der Einlaufströmung passierte viel schneller (d.h. bei niedrigeren Brennkammergegendrücken). Mit IR-Thermografie konnten Erkenntnisse über die Höhe der maximalen auftretenden Wärmelasten und die Orte, an denen sie auftreten, erlangt werden. Diese und besonders auch deren Position änderten sich stark bei Variation der Flugbedingung, vor allem durch Flugbahnwinkel. Es konnten daraus jedoch keine genaueren Einblicke in die Strömungsstruktur auf den externen Rampen, vor allem das Transitionsverhalten, gewonnen werden. Zudem wurden alternative, analytische Auslegeverfahren basierend auf Streamline-Tracing betrachtet, um die hier angewandte und mit hohem Arbeitsaufwand verbundene Auslegungsstrategie einer Parameterstudie effizienter zu gestalten. Dazu wurden ein REST-Einlauf und ein Einlauf auf Basis einer Busemannströmung entwickelt, denen jeweils die gleichen Flächenverhältnisse wie beim GK-3D-Einlauf zugrunde liegen. Das Auslegungsverfahren für REST-Einläufe erwies sich dabei als nur sehr eingeschränkt tauglich für die vorliegenden hohen Verdichtungsverhältnisse, da die so erlangten Einlaufgeometrien extrem lang werden und somit ungeeignet für das hypothetische Flugexperiment des GRK-Teilprojekts C1 wären. Basierend auf Busemann-Strömungen war es möglich, Einlaufgeometrien zu erlangen, die zwar immer noch länger als der GK-3D-Einlauf waren, aber deutlich kompakter gestaltet werden konnten als die REST-Einläufe. Mit diesen Einläufen konnten zudem bedeutend höhere Wirkungsgrade erzielt werden als mit den anderen Konfigurationen. Jedoch lag deren Leistungsvermögen in Form der Verdichtungs- und Temperaturverhältnisse geringfügig niedriger als das des 3D-Einlaufs., This work as a part of the Research Training Group GRK-1095 “Aerothermodynamic Design of a Scramjet Propulsion System for Future Space Transportation Systems” is concerned with investigations on Scramjet inlets with high compression ratios. The main focus was to achieve the switch from former two-dimensional to three-dimensional configurations. The existing 2D-inlet GK-01 of the GRK was modified in order to gain insight into aspects relevant to the design of new completely three-dimensional inlet geometries. In this regard, the aerodynamic and aerothermodynamic impact of additional sidewall compression and changes of the internal contraction were of particular concern. Based upon the outcome of this preliminary investigation, the new inlet was designed by a parametric CFD-study. The operational behaviour of the inlet was then examined experimentally in the hypersonic windtunnel H2K of the Supersonic and Hypersonic Technologies Department of the German Aerospace Centre in Cologne. In the experiments, the flow is analysed by shadowgraph images for flow visualization, wall and Pitot pressure measurements. For the new inlet, a pressure measurement rake containing static pressure probes besides Pitot tubes was developed. The inlet mass flow is measured by a conical throttle which is also used to impose backpressure on the inlet isolator in order to determine the limits of the operational range of the inlet. Furthermore, the heat loads on the external ramps of the inlet were determined by infrared thermography. For the 2D-inlet, the addition of sidewall compression caused strong changes in the external flowfield which had a negative impact on the starting behaviour of the inlet. Because of this, an optimal adaption of the lip position to the modified flow structure is not possible. Due to the consequent increase of the spillage mass flow, no significant gains in the compression level of the inlet is possible. The corner vortices are much stronger when additional sidewall compression is present and they are further enhanced by the interaction with the second ramp shock. This causes the boundary layer in large areas of the external ramps to separate. In the 2D-case and those with internal sidewall compression, it was possible to significantly raise the internal contraction ratio. With the additional mass flow that is captured, the efficiencies were increased as well. For the newly designed 3D-inlet, the starting behaviour and the effects of internal contraction, Reynolds number variation and changes of flight path angles were considered in the experiments. The starting behaviour was found to agree well with experience from other examinations with 3D-inlets. The internal contraction ratio did not have significant impact on the flowfield and performance of the inlet. However, the limits of the operational range shifted to higher backpressure levels when the internal contraction was increased. The shock-boundary layer interaction of the ramp shock at the cowl surface, which occurred for configurations with high internal contraction, did not result in any negative effects. The same was already observed for the preliminary investigations with the modified 2D-inlet. Flight path angles, by which the effective compression angle of the inlet ramp and sidewalls and the capture area of the inlet are changed and thus the pressure and mass flow ratios as well, proved to have more influence on the flowfield and performance. Regarding the safe operation of the inlet, high positive angles of attack are regarded critical as the massflow and compression ratios are reduced significantly and thus ignition and stable combustion might not be ensured any more. Variation of Reynolds number had only little impact on the performance and efficiencies of the inlet in the unthrottled case. However, the limits of the operational range were much lower and inlet unstart occurred sooner for higher Reynolds numbers. The data from the IR-measurements gave insight into maximum heatloads. Their extent and the locations where they occur change significantly when the flight condition is altered, especially by changes in the flight path angle. However, no further insight into the detailed structure of the flow over the external compression ramps, especially into the transitional behaviour, could be gained from the evaluation of the heatloads. In addition to the work with the new 3D-inlet, alternate design procedures based on streamline-tracing were examined for a more efficient design process with respect to the enormous work load associated with the design strategy of a numerical parametric study as it was employed in the current work. To do so, two further inlet geometries were designed: a REST-inlet and an inlet based upon a Busemann-flowfield, for both of which the same area ratios as for the GK-3D-inlet were used. REST-inlets did not seem a practical solution for the current flow conditions and subsequent high pressure ratios that are required, as REST-inlet geometries tend to become very long and thus would not be suitable for the hypothetic flight configuration of the GRK-subproject C1. However, based upon Busemann-flowfields, it was possible to design much more compact geometries as compared to the REST-inlets. With these, it was possible to achieve higher degrees of efficiency than the GK-3D-inlet although the performance levels in terms of static pressure and temperature ratios were somewhat lower.

Die Überströmung von Hohlräumen (engl. Cavities) ist in der Regel durch selbsterregte, instationäre Druckfluktuationen gekennzeichnet. Ziel dieser Arbeit ist die Simulation und die Charakterisierung der bei der Überströmung des SOFIA-Teleskopschachts auftretenden instationären Phänomene mittels URANS- und DES-Verfahren, sowie die Untersuchung von Methoden zur passiven Beeinflussung der Strömung und der Wechselwirkung mit akustischen Resonanzen. Da die äußerst komplexe Interaktion der beteiligten Phänomene eine große Herausforderung für die im Rahmen dieser Arbeit angewandten Rechenverfahren darstellt, wird deren Gültigkeit durch Vergleich mit experimentellen Daten geprüft und die verfahrensbedingten Unsicherheiten werden bewertet. Um den erforderlichen Rechenaufwand der numerischen Strömungssimulationen in Grenzen zu halten, erfolgt im ersten Teil der Arbeit eine Vielzahl der Untersuchungen am Beispiel abstrahierter zweidimensionaler Konfigurationen. Aufgrund der Zweidimensionalität des zu selbsterhaltenden Druckfluktuationen führenden Feedback-Mechanismus ist diese Vereinfachung für bestimmte Cavitykonfigurationen unter Umständen zulässig. Im Fall der hier betrachteten Cavities werden sowohl die Amplituden als auch die Frequenzen der periodischen Druckfluktuationen von diesem vereinfachten Modell im Vergleich zur Messung sehr gut wiedergeben. Die verhältnismäßig simple Geometrie der untersuchten Cavitykonfigurationen ermöglicht die Verwendung von strukturierten Rechengittern und den Einsatz effizienter Lösungsalgorithmen. Durch parametrische Variation verschiedener Größen der Anströmung bzw. der Geometrie lassen sich fundamentale Einflüsse der Anströmmachzahl, des Verhältnisses von Länge zu Tiefe oder des Grenzschichtaufbaus auf die Strömung untersuchen. Separate Akustiksimulationen, basierend auf der Lösung der homogenen Helmholtzgleichungen im Inneren der betrachteten Cavity, ermöglichen ein vertieftes Verständnis der Wechselwirkungen zwischen den Phänomenen der Strömung und den angeregten akustischen Resonanzen. Die Erkenntnisse dieser Vorarbeiten werden im zweiten Teil der Arbeit auf die Untersuchungen der instationären Umströmung der komplexen SOFIA-Flugzeugkonfiguration übertragen. SOFIA ist ein deutsch-amerikanisches Projekt zur Erforschung astronomischer Objekte im infraroten Spektralbereich mit Hilfe eines im Rumpf einer Boeing 747-SP untergebrachten Spiegelteleskops. Während der Beobachtung in Stratosphärenhöhe wird der Flugzeugrumpf im Bereich des Teleskops geöffnet. Die Überströmung des Telskopschachts zeigt die allgemein typischen Phänomene der instationären Cavityströmung, die im Fall der hier betrachteten SOFIA-Konfiguration die Teleskopstruktur zu Schwingungen anregt und damit die Beobachtungsqualität beeinträchtigt. Im Rahmen dieser Arbeit wurde die instationäre Umströmung der gesamten SOFIA-Flugzeugkonfiguration inklusive Spiegelteleskop und Cavity mittels URANS und DES simuliert. Der Vergleich der Ergebnisse der URANS-Simulationen mit experimentellen Windkanaldaten zeigt, dass die dominanten niederfrequenten periodischen Druckfluktuationen dieser äußerst komplexen, dreidimensionalen und instationären Strömung vom Verfahren gut wiedergegeben werden. Geringe Unsicherheiten zeigen sich in den berechneten Amplitudenwerten, insbesondere im höherfrequenten Bereich. Die Detached-Eddy-Simulation hingegen liefert auch bei höheren Frequenzen eine hervorragende Übereinstimmung mit den Messwerten. Die Ergebnisse der separat durchgefühten Akustiksimulation deuten auch im Fall der SOFIA-Konfiguration auf die Wechselwirkung zwischen der instationären Strömung und akustischen Resonanzen hin. Die URANS-Simulationen wurden auf hybriden Rechengittern durchgeführt, die aus Prismen, Tetraedern und Pyramiden aufgebaut sind. Für die DES-Simulation wurde im Bereich der Scherschicht zusätzlich ein strukturierter Block mit nahezu isotropen Hexaederzellen eingefügt. Der Einfluss der Türposition auf die Strömungsvorgänge im Teleskopschacht wird anhand von URANS-Simulationen an Modellen mit unterschiedlichem Öffnungsgrad aufgezeigt. Eine der größten Unsicherheiten des SOFIA-Projektes stellt der partiell geöffnete SOFIA-Teleskopschacht während des Öffnungs- bzw. Schließvorgangs der Tür sowie im Fall eines möglichen Versagens des Türantriebs dar, da hierfür nur unzureichend Windkanaldaten vorhanden sind. Zur Kontrolle der Strömung wird im Rahmen der vorliegenden Arbeit das Konzept von stromauf der Cavity angebrachten Wirbelgeneratoren untersucht, die eine Stabilisierung der Scherschicht, und dadurch eine Abschwächung der akustischen Resonanzmoden im Teleskopschacht bewirken. Weiterhin werden mittels Akustiksimulationen verschiedene Konzepte zur Verschiebung der Resonanzfrequenzen untersucht, die auf der Modifikation der Cavitygeometrie beruhen. Ziel dieser Maßnahme ist es, den Abstand zwischen den charakteristischen Frequenzen der akustischen Störungen und den Resonanzen der Teleskopstruktur zu erhöhen., The flow over open cavities and cutouts is generally characterized by self sustained unsteady pressure fluctuations. The objective of the current thesis is to simulate and to characterize the unsteady flow over the open SOFIA telescope-port by means of URANS and DES, as well as the investigation of means for passive flow- and acoustic control. As the highly nonlinear and complex interaction of the physical phenomena is a significant challenge for the applied simulation models, the validity of the results has been proven by comparison with experimental data and the involved uncertainties have been assessed. In order to limit the computational effort of the numerical simulations, a significant part of the investigations were carried out for a simplified two-dimensional cavity configuration in the first part of this thesis. As the fundamental feedback mechanism is basically a two-dimensional phenomenon, this simulation approach holds true for certain cavity configurations under specific flow conditions. The amplitudes and the frequencies of the pressure fluctuations induced by the flow of the cavities that are investigated within the scope of this thesis, reveal to be in excellent agreement with experimental data. The impact of the flow state, the properties of the upstream boundary layer and the geometrical dimensions of the cavity have been varied parametrically in order to study the impact on the unsteady flow field and the acoustic resonances. The simulations have been carried out with URANS on structured grids. Acoustic simulations based on the solution of the homogeneous Helmholtz equations permit a deeper understanding of the interaction between the unsteady flow and the excited acoustic resonances. In the second part of this thesis, the findings of this study are brought forward to the investigation of the unsteady flow over SOFIA telescope port. SOFIA is a German-American research project to study the universe in the infrared spectrum with an airborne reflecting telescope, located in the fuselage of a Boeing 747-SP. During observation in the lower stratosphere, the fuselage is open in order to expose the telescope to the starry sky. The flow over the open SOFIA telescope-port shows the typical phenomena of general unsteady cavity flow, leading to structural vibrations that deteriorate the pointing stability of the telescope. The entire SOFIA aircraft, including the cavity and the telescope structure, was modeled and simulated with URANS and DES. The comparison between the URANS data and the experiments shows that the significant low-frequency pressure fluctuations are well predicted by the model. Slight uncertainties can be observed in the computed amplitudes, in particular at higher frequencies. By contrast, the Detached Eddy Simulation shows a higher capability of predicting the amplitudes over the whole frequency range. Acoustic simulations reveal, like in the two-dimensional case described above that the unsteady pressure fluctuations inside the telescope port are dominated by acoustic resonances, which are excited by the shear layer dynamics. The URANS- and DES-simulations were carried out on hybrid grids. Viscous boundary layers were resolved by structured prism cells, the rest of the computational domain was discretized by tetrahedra. In order to resolve the small turbulent structures of the shear layer, a structured block, consisting of hexahedra, was placed in the shear layer region in the Detached Eddy Simulations. The acoustic simulations were carried out on unstructured grids, consisting of tetrahedra. The influence of the door position on the unsteady flow inside the telescope port is demonstrated by URANS-simulations for the partially opened cavity. As only very limited wind-tunnel data is available for the partially opened telescope port, one of the most crucial uncertainties of the entire SOFIA-project is the aeroacoustic behavior of the cavity in case of door-drive system failure during opening or closing. The feasibility of vortex generators as a means for passive flow control is presented in the thesis as well. The investigated concept bases on the stabilization of the shear layer that yields a significant decrease of the amplitudes of the acoustic resonances. End-to-End pointing simulations show that this approach increases the pointing stability of the SOFIA telescope significantly. In addition to that, different concepts for shifting the telescope port's acoustic resonance frequencies are proposed. The intention of this approach is to shift the acoustic resonance frequencies away from possible structural resonances of the telescope. The presented approaches base on slight modifications of the cavity wall shape and the integration of baffle plates.

Die vorliegende Arbeit entstand im Rahmen des Graduiertenkollegs 1095/1 „Aerothermodynamische Auslegung eines Scramjet Antriebssystems für zukünftige Raumtransportsysteme“ und befasst sich mit der experimentellen Untersuchung des Strömungsfelds eines Scramjet-Einlaufsystems unter aerodynamischen und aerothermodynamischen Gesichtspunkten. Wesentliche Ziele der Arbeit bestanden darin, die Stoß-Grenzschicht-Interaktion im Halsbereich zu untersuchen und ein umfassendes Verständnis der aerodynamischen und aerothermodynamischen Vorgänge im externen und insbesondere im internen Strömungsfeld eines Scramjet-Einlaufs zu erlangen. Hierzu wurden zwei unterschiedliche Einläufe bei Ma = 6 und Ma = 7 untersucht. Um die auftretenden Strömungstopologien untersuchen zu können, wurden diverse Messtechniken eingesetzt. Hierzu zählte die Messung des statischen Druckes an der Ober- und Unterseite entlang der Mittellinie der Einläufe und die Messung des Pitotdruckes in der Brennkammereintrittsebene. Zusätzlich wurde mit Hilfe einer Drossel der vom Einlauf gefangene Massenstrom bestimmt sowie der simulierte Brennkammergegendruck variiert. Die Innenströmung wurde optisch mit Hilfe von Schattenaufnahmen visualisiert. Mit Hilfe der Infrarot-Thermographie wurde die zeitliche Entwicklung der Oberflächentemperatur der Isolatorseitenwand und der externen Rampen gemessen, im Rahmen der Datenauswertung wurde hieraus die Wärmestromdichte berechnet und anschließend die dimensionslose Stantonzahl dargestellt. Im Rahmen dieser Arbeit wurde erstmals am H2K die IR-Thermographie auf interne Strömungsfelder angewendet und ausgewertet. Die Veränderung der Strömungstopologie mit einhergehender Variation der aerothermodynamischen Belastung konnte für verschiedene Betriebszustände und Konfigurationen anhand der 2D-Verteilung der Stantonzahl entlang der Isolatorseitenwand dargestellt und diskutiert werden. Zur Untersuchung der Stoß-Grenzschicht-Interaktion im Halsbereich waren beide Modelle mit einer optionalen passiven Absaugung im Halsbereich ausgestattet. Hierdurch war es möglich, die Veränderung der Strömungstopologie bei starker Stoß-Grenzschicht-Interaktion mit dem Fall geringer (keiner) Stoß-Grenzschicht-Interaktion zu vergleichen. Um das Betriebsverhalten der Einlaufsysteme zu untersuchen und insbesondere die sich verändernden Strömungsbedingungen am Brennkammereintritt zu quantifizieren, wurde mit Hilfe der Drossel das Gegendruckverhältnis variiert. Die Erhöhung des statischen Druckes am Ende des Isolators führte zu einem Druckanpassungsgebiet im Isolator. Im Bereich dieses Druckanpassungsgebietes kam es zur Aufdickung bzw. im Extremfall zur Ablösung der Grenzschicht und damit zur Bildung komplexer Stoßstrukturen und der Ausbildung eines inhomogenen Strömungsfeldes in der Brennkammereintrittsebene. Das Verhalten des Scramjet-Einlaufs bei unterschiedlichen Anstellwinkeln wurde speziell unter dem Gesichtspunkt der Variation des gefangenen Massenstroms und der Veränderung der Druckverteilung untersucht. Zusätzlich zu den 2D-Einlaufuntersuchungen wurden für den neu ausgelegten Einlauf Untersuchungen bei erhöhter Innenkompression durchgeführt. Hierbei wurde die Innenkompression in zwei Schritten bis über das Startkriterium nach Kantrowitz hinaus erhöht. Die Erhöhung der Innenkompression erfolgte durch eine Verringerung der Breite des internen Strömungskanals. Hierbei wurde ein ausgeprägter dreidimensionaler Charakter der Strömung beobachtet. Die Veränderung des Strömungsfeldes im Vergleich zum 2D-Einlauf wurde anhand der statischen und Pitotdruckmessungen aufgezeigt. Abschließend wurde in dieser Arbeit das Auswerteverfahren zur Bestimmung der Wärmestromdichte und der daraus berechneten dimensionslosen Stantonzahl erweitert. Zu diesem Zweck wurde exemplarisch für die Basiskonfiguration des GK-Einlaufs die gemessene Temperaturverteilung mit Hilfe eines FEM ANSYS Modells ausgewertet. Dies ermöglichte die dreidimensionale Auswertung der gemessenen zeitabhängigen Oberflächentemperatur. Die Unterschiede zum bisherigen 1D-Auswerteverfahren konnten dargestellt und ausführlich diskutiert werden., The present work was performed as part of the Graduate College 1095/1 “Aerothermodynamic Design of a Scramjet Propulsion System for Future Space Transportation Systems” and addresses the experimental investigation of the flow field of a Scramjet inlet system, giving special consideration to aerodynamic and aerothermodynamic aspects. The main goals of this work were to investigate the shock boundary layer interaction close to the throat, and to gain a comprehensive understanding of the aerodynamic and aerothermodynamic aspects particularly concerning the internal, but also the external, flow field of a Scramjet inlet. To achieve this, two different inlets were investigated at Ma = 6 and Ma = 7. To investigate the different emerging flow topologies, several measurement techniques were used. Among others, one was the measurement of the static pressure at the upper and lower wall in the center line of the different inlets and the measurement of the Pitot pressure at the defined combustion chamber interface plane. In addition, the captured mass flow of the inlet was measured by means of a conical plug which was also used to simulate different combustion chamber pressures. The internal flow field was investigated by an optical shadow visualization set-up. The use of Infrared Thermography allowed the time-dependent measurement of the variation in surface temperature of the isolator inner wall and the external ramps. After data reduction, the wall heat flux was evaluated and plotted as the non-dimensional Stanton number. For the first time, the application and evaluation of the IR-Thermography to internal flow fields at the H2K was accomplished in this work. The variation in flow topology in combination with a variation of the aerothermodynamic loads could be visualized and discussed for different operating conditions and inlet configurations, based on 2D-plots of the Stanton number distribution on the side wall of the isolator. To investigate the shock boundary layer interaction in the throat, both models were equipped with an optional passive boundary layer bleed in the throat. This allowed the flow topology with strong shock boundary layer interaction to be compared with the one with weak or no shock boundary layer interaction. To investigate the inlet behavior at different operating conditions and to quantify the change in flow parameters at the combustion chamber interface plane, the back pressure was increased by means of the conical plug. The increase of the static pressure at the end of the isolator led to a region in which the pressure adapted to the increased pressure at the end of the isolator. In this area, the thickness of the boundary layer increased and in an extreme event completely separated from the wall. Both events led to complex shock structures in the isolator and an inhomogeneous flow field in the combustion chamber interface plane. In addition, the scramjet inlet was investigated at different angles of attack with special attention to the change in captured mass flow and the variation in the pressure distribution. In addition to the 2D-inlet investigation, the new inlet was investigated at different increased internal contraction ratios. The internal contraction ratio was increased in two steps beyond the self-starting limit of Kantrowitz. The increase in internal contraction ratio was accomplished by a reduction in width of the internal flow channel. This led to an extensively 3D-flow regime. The variation of the flow field in comparison to the 2D-inlet was analyzed by means of static wall pressure distributions and Pitot pressure measurements. Finally, the data reduction method for both the calculation of the heat transfer and the thereafter calculated non-dimensional Stanton number were enhanced. To demonstrate this, the measured temperature distribution for the basic GK-01 inlet configuration was evaluated exemplarily with the help of a FEM ANSYS model. This allowed the 3D-examination of the measured, time-dependent surface wall temperatures. The differences to the 1D-data reduction method used so far are presented and discussed in detail.