DE102005005934A1 - Verfahren zum Betreiben eines Staustrahlmotors im Unter-,Über- und Hyperschallbereich: Scramjet das flüssige Silane mit dem 78%igen Stickstoffanteil der eingespeisten Luft stöchiometrisch dahingehend verbrennt, dass der heiße,unverbrannte atomare Wasserstoff der Silankette mit seinem Molekulargewicht von 1 das Hauptschubelement darstellt. - Google Patents

Abstract

Mit der Offenlegungsschrift DE 10353651 A 1 vom 13. 01. 2005 ist ein Verfahren bekannt, einstufig den Orbit zu erreichen. Die Anmelder haben Wert darauf gelegt, explizit darzulegen, dass die Silikatkruste des Planeten aus dem Element Silizium aufgebaut ist und seine Lufthülle zum größten Teil aus Stickstoff besteht. Diese chemischen Voraussetzungen erlauben, ein Verfahren zum Betreiben eines Staustrahlmotors vorzulegen, bei dem ein flüssiges Silan-Gemisch in einer heißen Brennkammer aus Siliziumkeramik zum Einsatz kommt, das in der Hitze unter Wärmebildung in atomaren Wasserstoff und atomares Silizium zerfällt. Dadurch wird der 21%ige Sauerstoffanteil der Luft pro Zeiteinheit stöchiometrisch zu Wasser ohne Bildung von Siliziumoxiden verbrannt. Es wird in einem solchen Überschuss von Silan als Treibstoff gearbeitet, dass in der reduzierenden Atmosphäre (wegen der hohen Konzentration von atomarem Wasserstoff) der gesamte 78%ige Luftstickstoffanteil unter Wärmeabgabe mit gasförmigem atomarem Silizium pro Zeiteinheit zu Siliziumnitrid verbrennt. Dieses völlig untoxische Si¶3¶N¶4¶ ist nicht gasförmig, sodass der Druck in der Scramjet-Brennkammer sinken sollte. Da aber zum Ausgleich dafür mehr atomarer Wasserstoff entsteht als zum Einsatz kommender Stickstoff, kann der Druck so gesteuert werden, dass mit einer Brennkammer aus Siliziumcarbid gearbeitet werden kann, wobei mit einem integrierten Netz von Kühlkanälen für kyrogene Silane die enorme Hitze reguliert wird. Wegen ...

Description

• Verfahren zum Betreiben eines Staustrahlmotors im Unter-, Über- und Hyperschallbereich: Scramjet, das flüssige Silane mit dem 78%igen Stickstoffanteil der eingespeisten Luft stöchiometrisch dahingehend verbrennt, dass der heiße, unverbrannte atomare Wasserstoff der Silankette mit seinem Molekulargewicht von 1 das Hauptschubelement darstellt.
• Mit Offenlegungsschrift DE 103 53 651 A1 vom 13.01.2005 ist ein Verfahren bekannt, den Orbit einstufig zu erreichen. Hierbei handelt es sich um einen diskusförmigen Raumgleiter, der zum Starten und Landen mit zwei ringförmigen Schaufelkränzen arbeitet. Zum horizontalen Antrieb wird eine Ramjet- Strahlturbine eingesetzt, die bei dreifacher Schallgeschwindigkeit abgestellt werden muss, um anschließend die Verbrennung im Hyperschallbereich ohne bewegliche Elemente zu bewerkstelligen. Kennzeichen des Verfahrens ist der Einsatz von kryogenem Monosilan, höheren Silanen und Siliziumpulver, um den gesamten eingespeisten Luftstickstoff zu verbrennen. Hierbei wird auch die Möglichkeit erfindungsgemäß diskutiert, auf das Siliziumpulver zu verzichten und stattdessen im Überschuss von flüssigen Silanen in einer so genannten reduzierenden Atmosphäre zu arbeiten, sodass wegen des Wasserstoffüberschusses die Bildung von Siliziumoxiden unterbleibt.
• Die Offenlegungsschrift berücksichtigt nicht den inzwischen in die Diskussion geratenen Unterschied zwischen der negativen Bildungsenthalpie der Kohlenwasserstoffkette -CH₂-CH₂-(–20,9 kJ/Mol) und der positiven Bindungsenthalpie für die Siliziumwasserstoffkette -SiH₂-SiH₂-(+40,0 kJ/Mol). Dieser letztere Wert wurde indirekt bestimmt (Green und Gunn). Bei der Vermessung von flüssigem Tri- und Tetrasilan hatte sich nämlich gezeigt, dass die Reaktion mit reinem Sauerstoff in einem Kalorimeter so blitzartig verläuft, dass ein Teil des Siliziums unverbrannt in der Asche (SiO₂) übrig geblieben war. Dies wurde mit einer Rückstandsanalyse nachgewiesen (Rohmer und Fehér). Die Zusammenhänge wurden erst in einer Diplomarbeit 2004 aufgedeckt (B. Hidding). Dies bedeutet im Klartext, dass z.B. Kerosin Wärme benötigt, um in einer Raketen brennkammer zu zerfallen, während höhere Silane beim Zerfall Wärme freisetzen, sodass die Offenlegungsschrift den Stand der Technik nicht berücksichtigt hat.
• Ein weiterer Mangel liegt in der Art und Funktion der Turbine, die ein Ramjet braucht. Da sie für den größten Teil der Strecke bis in den Orbit überhaupt nicht benötigt wird, sollte auf ihre Verwendung verzichtet werden, sodass z. B. auch das Mitführen von Methan überflüssig wird. Der Hauptmangel der Offenlegungsschrift besteht aber in der offensichtlichen Unterlassung, stöchiometrisch auszurechnen, wie das Verhältnis zwischen dem zum Einsatz kommenden Luftstickstoff, der als Oxidator wirkt und den freigesetzten Wasserstoffatomen der Silankette ist.
• Gegenstand der vorliegenden Patentanmeldung ist die stöchiometrische Verbrennung des Luftsauerstoffs mit dem Wasserstoff der Silankette wie schon in der Offenlegungsschrift. Da auf zusätzliches Siliziumpulver als Treibstoff aus nahe liegenden technischen Gründen verzichtet wird, soll stattdessen im Überschuss von flüssigen Silanen gearbeitet werden. Auch hierbei verschwindet der Luftstickstoff gänzlich, was auf den ersten Blick sehr ungünstig erscheint, weil bei einem Luft atmenden Brenner üblicherweise der heiße Stickstoff für Druck und damit für Schub sorgt. Stickstoff verhält sich nämlich gegenüber Treibstoffen wie Kerosin, flüssigem Wasserstoff oder Diboran als inertes Gas, sodass er wegen seines hohen Anteils in der Luft jede Verbrennung kühlt. Es liegt auf der Hand, den bei der Verbrennung übrig gebliebenen Wasserstoff stöchiometrisch zu berechnen und ggf. den Einstufer dahingehend technisch zu konzipieren, dass der heiße atomare Wasserstoff die Hauptmenge jenes Schubes liefert, welcher die Einstufigkeit chemisch und technisch realisierbar macht.
• Jede Diskussion, dass eine Verbrennung des Siliziums mit Sauerstoff mehr Energie liefert als die Stickstoffverbrennung, erübrigt sich, weil der zum Einsatz kommende Sauerstoff immer von einer vielfachen Menge von Stickstoff begleitet ist.
• Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein einstufiges, diskusförmiges Raumfluggerät mit einem Hyperschallstaustrahlbrenner von null auf etwa 20 Mach in 50 Km Höhe zu bringen, indem der Stickstoffanteil der eingespeisten Luft, mit Silanen verbrannt, in nicht gasförmiges Siliziumnitrid überführt wird und dabei die Wasserstoffatome der Silankette, die bei dieser Verbrennung frei werden, in Form von sehr heißem Gas in der Brennkammer für Druck sorgen, sodass sie in der Lavalle- Düse wegen ihres Molekulargewichtes von 1 auf enorme Geschwindigkeit beschleunigt werden und damit die Hauptmenge des Schubes liefern, was bisher noch nie diskutiert wurde. Diese Aufgabe wird im Verlauf erfindungsgemäß durch eine stöchiometrische Berechnung gelöst. Das Verfahren verläuft in einer Folge von Einzelschritten, die erfindungsgemäß folgendermaßen diskutiert werden.
• 1. Der Diskus verfügt wie in 1 der Offenlegungsschrift über große Lufteinfangkästen, die aerodynamisch in den oberen Teil des Flugkörpers integriert sind. Diese sollen nunmehr bis vor Erreichen der Überschallgeschwindigkeit verschlossen bleiben. Links und rechts davon befinden sich kleinere verschließbare Einlassöffnungen für dahinter liegende herkömmliche Strahlturbinen, die durch Verbrennung mit Kerosin dafür sorgen, dass heiße Verbrennungsgase und komprimierte Luft des Mantelstroms für die Rotation der Schaufelkränze nach dem Stand der Technik eingesetzt werden können. Weiterhin wird von diesen Strahlturbinen hoch komprimierte Luft über Kompressoren in den Brenner des Scramjet geleitet.
• 2. In den Scramjet- Motor wird ein Gemisch aus höheren Silanen unter Druck eingespritzt, sodass die horizontale Beschleunigung beginnt. Bei etwa 300 Km/h werden die Hubschrauberelemente heruntergefahren und üben nur noch eine Stabilisierungsfunktion aus. Nun sind die Strahlturbinen hauptsächlich dazu da, komprimierte Luft in den Scramjet- Brenner zu lenken. Falls zu diesem Zeitpunkt der Diskus Richtungsänderungen im Sinne eines Zick-Zack-Fluges vornehmen soll, kann zum Abbremsen und erneuten Beschleunigen ein mitgeführter flüssiger Oxidator zum Einsatz kommen.
• 3. Bei Erreichen des Überschalls werden die Einlasskästen der Strahlturbinen verschlossen und ebenso die Verbindung zum Scramjet- Motor. Dafür werden die großen Lufteinfangkästen des Scramjet geöffnet. Diese großen Trichter verjüngen sich in Richtung des Scramjet- Motors stark und münden in einer Serie von immer enger werdenden Röhren. Dadurch erhöht sich der Staudruck, sodass der Druck in der Brennkammer nur in Richtung zur Lavalle- Düse arbeitet. Da bei dem Verfahren nicht nur der Wasserstoff der Silankette quantitativ mit Luftsauerstoff zu H₂O verbrennt, und der gesamte eingespeiste Luftstickstoff mit freien Siliziumatomen unter Bildung von Siliziumnitrid Wärme liefert, muss für eine hinreichende Kühlung mit kryogenem Monosilan (Siedepunkt – 112°C) gesorgt werden. Hierzu ist es von Vorteil, den gesamten Scramjet- Motor nicht aus geschweißten Metalllegierungen, sondern aus Siliziumkeramik zu fertigen. Besonders geeignet sind Siliziumcarbid und Siliziumnitrid. Werkteile aus Siliziumcarbid lassen sich nämlich nach dem Stand der Technik so als 3-dimensionale Körper herstellen, dass die Möglichkeit besteht, eine große Anzahl von feinen Kühlkanälen nicht schweißtechnisch einzubauen, sondern direkt Computer gesteuert. So gelingt es Hohlraumaussparungen zu schaffen, die im Guss- oder Schweißverfahren für Keramik und Metallmotoren nicht möglich wären. Besonders Hitze anfällige Innenteile der Brennkammer können mit Bor-Nitrid beschichtet werden.
• 4. Mit zunehmender Geschwindigkeit gewinnt der Diskus an Höhe, wodurch der Luftdruck exponentiell fällt, was aber durch zunehmende Geschwindigkeit kompensiert wird. Nun soll, wie bereits bekannt, in einer Höhe von 50 Km durch permanente Beschleunigung eine Geschwindigkeit von etwa 20 Mach erreicht werden. Um in den Orbit zu gelangen, genügt nun beim Stand der Technik eine geringe Menge eines flüssigen Oxidators.
• 5. Insgesamt arbeitet der Scramjet- Brenner bis zu Mach 1 mithilfe von Luft atmenden Strahlturbinen, indem von ihnen komprimierte Luft in die Brennkammer geleitet wird. Bisher waren Scramjet- Motoren nur im Hyperschallbereich vorstellbar. Von Mach 1 bis Mach 20 verläuft der Flug mit einem Luft atmenden Scramjet- Motor, also durch Staudruck. Während bei Einsatz von flüssigem Wasserstoff die Hyperschallverbrennung erst bei über 4 Mach einsetzt (bis ca. 15 Mach), liefert die Luftstickstoffverbrennung völlig andere chemische Bedingungen, wozu auch jene Energie beiträgt, die beim Zerfall der Silankette entsteht, was bisher chemisch unbeachtet war.
• 6. Es sollen nun die stöchiometrischen Berechnungen durchgeführt werden, die zeigen, wie die Vernichtung von gasförmigem Stickstoff zu nicht gas förmigem Siliziumnitrid atomaren Wasserstoff liefert, der als Gas die Menge des verbrauchten Stickstoffs übersteigt. Das Verhältnis von O₂ zu N₂ beträgt in der Luft 21% zu 78%, das entspricht 7O₂ zu 26N₂ (Das zu 1% vorhandene Argon wird bei der Rechnung nicht berücksichtigt). Bei der Verbrennung z. B. eines Hexasilans mit dem 21%igen Sauerstoffanteils der Luft und der gleichzeitigen stöchiometrischen Stickstoffverbrennung gilt die Gleichung: 2Si₆H₁₄ + 7O₂ + 8N₂ → 4Si₃N₄ + 14H₂O Nunmehr ist in der Verbrennungsatmosphäre noch ein großer Teil unverbrannten Stickstoffs vorhanden. Die stöchiometrische Verbrennung dieses restlichen Stickstoffs mit Hexasilan erfolgt über folgende Gleichung: 4½Si₆H₁₄ + 18N₂ → 9Si₃N₄ + 63H Insgesamt gilt für den Input: 6½Si₆H₁₄ + 7O₂ + 26N₂ und für den Output: 14H₂O + 13Si₃N₄ + 63H
• 7. Die Gesamtberechnung zeigt, dass für die vollständige Stickstoffverbrennung von 6½ Mol Hexasilan 26 Mole Stickstoff benötigt werden. Um die stöchiometrisch 100%ige Stickstoffverbrennung zu gewährleisten, muss ein Computer die eingespeiste Luftmenge pro Zeiteinheit und die Zuführung von flüssigem Silan permanent berechnen, während bei einem herkömmlichen Raketenmotor der Schub permanent gleich ist. Raketenmotoren sind nämlich zur Erzeugung von hohen Kammerdrucken ausgelegt, während die Stickstoff- und die Sauerstoffverbrennung des Scramjet- Motors im Überschallbereich stattfindet. Dies ist technisch nur realisierbar, weil von vornherein atomarer Wasserstoff und Silizium in der Brennkammer zur Verfügung stehen und auch der Stickstoff wegen der hohen Elektronenabgabebereitschaft der atomaren Siliziumatome wie in einem atmosphärischen Gewitter von alleine gespalten wird. Eine Dissoziation durch Hitze alleine würde chemisch überhaupt nicht funktionieren. Auch die Verbrennung des eingespeisten Sauerstoffs ist in der Kürze der zur Verfügung stehenden Zeit (z.B. bei Erreichen von 20 Mach) nur mit atomarem Wasserstoff möglich. (Das zu Kühlzwecken benötigte Monosilan wird zusätzlich das Ergebnis positiv beeinflussen.) Die 63 Mol atomarer Wasserstoff zeigen, dass mehr Wasserstoff frei wird als Stickstoff verbraucht wird.
• 8. In den spezifischen Impuls eines Raketentreibstoffs geht sowohl das Molekulargewicht des Verbrennungsproduktes als auch die Verbrennungstemperatur ein. Eine Rakete muss bekanntlich ihr gesamtes Gewicht permanent durch Treibstoffverbrauch gegen die Gravitationskraft tragen. Bei ihr ist deswegen der Brennkammerdruck für die exponentielle Beschleunigung von entscheidender Bedeutung. Eine wieder verwendbare, horizontal fliegende Raumfähre braucht aber nur Schub zu gleichförmiger Beschleunigung. Indem erfindungsgemäß die Stickstoffverbrennung ein Optimum an Wärme zur Verfügung stellt und das Molekulargewicht des atomaren Wasserstoffes von der Größe 1 als Schubelement nicht zu unterbietend niedrig ist, stellen die Offenlegungsschrift „Der Einstufer" zusammen mit der vorliegenden Patentanmeldung die Möglichkeit dar, mathematisch die Raketengleichung zu umgehen und chemisch das Stoffgemisch O₂/N₂ so zu nutzen, dass einzigartig das Problem der Einstufigkeit gelöst ist.

Claims (5)

1. Verfahren zum Betreiben eines Staustrahlmotors, der vom Flugbeginn bis auf eine Geschwindigkeit von etwa 20 Mach ein Stoffgemisch aus höheren Silanen mit dem 78%igen Stickstoffanteil der eingespeisten Luft stöchiometrisch, Computer gesteuert verbrennt, indem die Silankette unter Energieabgabe zerfällt und die dabei entstehenden freien Siliziumatome den gasförmigen molekularen Luftstickstoff unter Wärmelieferung angreifen und nicht- gasförmiges Siliziumnitrid bilden, während die 21% Sauerstoff der Luft zu H₂O verbrannt werden, weil im Überschuss von Silanen der heiße atomare Wasserstoff die Bildung von Siliziumoxiden verhindert, wodurch H₂O und Si₃H₄ als Verbrennungsprodukte entstehen und der unverbrannte, atomare Wasserstoff mit seinem Molekulargewicht von 1 das Hauptschubelement darstellt und somit der gasförmige Stickstoff aus dem Reaktionsgemisch verschwindet und der Brennkammerdruck durch den nicht verbrannten, atomaren Wasserstoff mehr als ausgeglichen wird, damit ein diskusförmiger, wieder verwendbarer, einstufiger, von der Luft getragener Raumflugkörper bis auf 50 Km Höhe gelangt und dann in dieser Höhe verweilend, bei einem Luftdruck von 1‰ permanent beschleunigend, auf so hohe Geschwindigkeit kommt, dass er anschließend mit einem Bruchteil des üblicherweise notwendigen mitgeführten flüssigen Oxidators den Orbit mit hoher Nutzlast erreichen kann, was herkömmlich nur mit Stufentechnik unter Einsatz von Metallbrennkammern möglich ist, die möglichst hohe Drücken standhalten, während für die hier zur Anwendung kommende, neuartige Staustrahltechnik vorzugsweise eine Brennkammer benötigt wird, die möglichst heiße Temperaturen aushält und deswegen aus Siliziumkeramik wie Siliziumcarbid besteht, da der Brennkammerdruck relativ niedrig ist, und von Kühlkanälen durchzogen ist, wobei kryogenes Mono- oder Disilan zur Anwendung kommen.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass bis zum Erreichen des Überschalls die großen Lufteinfangkästen des Staustrahlbrenners verschlossen sind und stattdessen mit herkömmlichen Strahlturbinen dafür gesorgt wird, dass komprimierte Luft in die Scramjet- Brennkammer eingeleitet wird. Im Unterschallbereich kann der Diskus nach dem Stand der Technik Richtungsänderungen vornehmen, wobei mitgeführter flüssiger Oxidator eingesetzt wird.
3. Verfahren nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, dass ab Mach 1 Geschwindigkeit die Strahlturbinen verschlossen sind und dafür die großen Trichter der Lufteinlasskästen für den Scramjet- Motor geöffnet werden. Die eingespeiste Luft besitzt dann Überschallgeschwindigkeit und mündet trichterförmig in ein System von immer enger werdenden Röhren. So kann der Druck in der Brennkammer nicht mehr nach vorne durchschlagen. Im Gegensatz zu einem Raketenmotor kann der Druck in der Brennkammer über Computer gesteuerte Treibstoffeinspeisung reguliert werden, wobei die Wirksamkeit des Motors mit steigender Geschwindigkeit anwächst.
4. Verfahren nach Anspruch 1, 2 und 3, dadurch gekennzeichnet, dass im Gegensatz zu einer Verbrennung von flüssigem Wasserstoff, der zum Verdampfen und Dissoziieren Zeit und Wärme braucht, atomarer Wasserstoff zum Einsatz kommt. Die Silankette zerfällt nämlich in der Hitze der Brennkammer unter Abgabe von Energie direkt in atomaren Wasserstoff und Silizium, sodass in der zur Verfügung stehenden Zeit das Stoffgemisch pro Zeiteinheit chemisch wie eine permanente Detonation abläuft. Hierbei entsteht allerdings so viel Wärme, dass Brennkammern aus herkömmlichen Metallen und Legierungen, wie Stahl, Kupfer, Titan u.s.w ungünstig sind. Nach dem Stand der Technik müssen Metalle oder Legierungen zum Einsatz kommen, die zwar sehr teuer und hochkompliziert zu verarbeiten sind, jedoch eine hohe Hitzebeständigkeit haben. Bei einer Wiederverwendbarkeit rechnet sich dies von selbst.
5. Verfahren nach Anspruch 1, 2, 3 und 4, dadurch gekennzeichnet, dass anders als bei herkömmlichen Treibstoffen, wie kryogenem Wasserstoff die Höhe der Machzahlen nicht begrenzt ist und die Brennkammer keinem starken Druck ausgesetzt ist. Deswegen soll die Brennkammer möglichst unempfindlich gegen große Hitze sein, wozu sich Siliziumcarbid besonders eignet. Es lassen sich nämlich aus diesem Werkstoff Computer gesteuert 3-dimensionale Brennkammern mit Lasertechnik konstruieren, die zum einen ein Röhrennetz zum Einspeisen der heißen, gestauten Luft enthalten und zum anderen ein weiteres Netz von Kanälen, um mit kryogenen, gasförmigen Silanen zu kühlen. Um die Hitzeunempfindlichkeit des ganzen Antriebsystems von der Lufteinspeisung bis zur Lavalle- Düse zu optimieren, sollen neben dem Siliziumcarbid auch Siliziumnitrid und Bor- Nitrid als Werkstoff zum Einsatz kommen. Die Düsen müssen so konstruiert sein, dass sie nach allen Seiten hin schwenkbar sind.