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Thema des Forschungsarbeit ist die experimentelle Untersuchung der Innenverdichung von Staustrahltriebwerken mit Überschallverbrennung (scramjet). Im Fokus steht hierbei der Isolator, der sich zwischen dem Einlauf und der Brennkammer befindet. Die Aufgabe des Isolators ist die Verzögerung der in das Triebwerk eintretenden Strömung auf moderate Überschallmachzahlen mit einhergehender Druckerhöhung. Des weiteren muss der Isolator die Ausbreitung der von der Verbrennung ausgehenden Druckschwankungen verhindern (isolieren). Das besondere an den vorliegenden Versuchen ist, dass der Isolator mit einer unsymmetrischen Anströmung, wie sie durch einen realen Triebwerkseinlauf vorgegeben wird, beaufschlagt wird. Um eine Datenbasis für die Auslegung von Isolatoren zu gewinnen wurden verschiedene Modelle bei simulierten Flugmachzahlen von M=3,3 und M=4 gestestet. Für die Untersuchungen standen neben konventioneller Druck und Temperaturmesstechnik eine Farbschlierenoptik zur Verfügung, mit deren Hilfe die Druckgradienten innerhalb des Triebwerksmodells sichtbar gemacht werden konnten. Ein besonderer Augemerk gilt der Betriebssicherheit der durch „Shock-Trains“ und Verdichtungsstöße dominierten Triebwerksdurchströmung. Mit Hilfe des eingesetztem optischen Verfahrens können die entstehenden Stoßkonstellationen und Stoß-Grenzschicht-Interaktionen sehr gut visualisiert werden. Ein Vergleich der experimentellen Daten mit parallel durchgeführten numerischen Berechnungen ermöglicht weitere Aussagen über die beobachteten Strömungsphänomene., The main topic of the research project is the experimental investigation of the inner compression of ramjet inlets with supersonic combustion (scramjet). The work focuses on the isolator section, located between the Inlet and the combustion chamber. The main Task of the isolator is he deceleration of the incoming air to moderate supersonic mach numbers and thus an increase of pressure. Furthermore the isolator has to protect the inlet against the pressure fluctuations released by the combustion process. In the particular measurements the Isolator was charged with an asymmetric flow, as it will be given by an Scramjet-inlet. To achieve a database for the design of Isolator sections different geometries are tested at simulated flight mach numbers of M=3,3 and M=4. The investigations were done by use of conventional pressure and temperature measurements as well as a colour-schlieren-optic, allowing the visualisation of pressure gradients within the tested model. Special attentions were given to the stable operation of the shock and shock-train dominated flow. Using the optical system the shock systems and the shock boundary interaction could be visualised very well. A comparison between the experimental data and numerical calculations done in parallel leads to additional Information about the observed flow phenomena.