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Die Erfindung betrifft ein Scramjet Triebwerk (engl. „Scramjet“: Supersonic Combustion RAMJET) Triebwerk, welches eine Triebwerkseinlaufsektion mit einem Triebwerkseinlauf, eine nachgeschalteter Brennkammersektion und eine Schubdüsensektion umfasst, wobei ein Treibstoffzufuhrmittel mit einer oder mehreren Treibstoffaustrittsöffnung/en vorhanden ist, mittels dem Treibstoff in einen durch das Triebwerk im Betrieb strömenden Luftstrom eingebracht werden kann.
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In den letzten Jahren wurden international große finanzielle und technische Anstrengungen unternommen, um für ein hyperschallschnelles (Machzahl > Mach 5) Fluggerät, ein luftatmendes Antriebssystem zu entwickeln. Ein Scramjet Triebwerk ist derzeit das Erfolg versprechenste luftatmende Antriebssystem für eine solches Hyperschall-Fluggerät. So könnten zuverlässige Scramjet Triebwerke bspw. für zukünftige Raumtransportsysteme oder Hyperschall-Verkehrs- oder -Transportflugzeuge eingesetzt werden. Das Antriebskonzept des Scramjet ist jedoch eine der technisch komplexesten Antriebstechnologien, die derzeit erforscht werden. Die international laufenden Programme, wie das amerikanische Hyper-X Programm der NASA, das australische HyShot-Projekt oder das französische PROMETHEE Programm zeigen das große Interesse an dieser Antriebstechnologie und deren Weiterentwicklung für zivile und militärische Anwendungen. Scramjet Triebwerke sind bis heute jedoch praktisch nur in Form von Bodenexperimentatoren in verkleinerten Maßstab und theoretischen Konzepten existent. Daneben hat es bis zum jetzigen Zeitpunkt lediglich wenige erfolgreiche Flugdemonstratoren gegeben, die jeweils nur für wenige Sekunden im Scramjet-Betrieb betrieben werden konnten und bei denen der Flugkörper letztlich zerstört wurde.
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So gelang der erste Nachweis von Überschallverbrennung in einem Flugkörper 2002 mit dem Versuch HyShot2 durch die HyShot Group der University of Queensland, Australien. Im Gegensatz zur X-43 der NASA war das hierbei verwandte Scramjet Triebwerk nicht in einen aerodynamischen Flugkörper integriert. Das Versuchstriebwerk wurde durch eine zweistufige Boosterrakete auf einer parabelförmigen Bahn in die Höhe geschossen, um beim Herabfallen in ca. 30 km Höhe den eigentlichen Versuch durchzuführen. Die erreichte Fluggeschwindigkeit betrug ca. Mach 7,6. Die US-amerikanische NASA führte ihre Versuche mit dem X-43A-Flugkörper dagegen auf horizontalen Flugbahnen durch. 2004 erreichte der unbemannte Flugkörper mit Hilfe des Scramjet-Antriebs die siebenfache Schallgeschwindigkeit und hielt sie für einige Sekunden. Die nötige Operationsgeschwindigkeit für das Scramjet Triebwerk wurde durch eine Pegasus-Trägerrakete erreicht. Ebenfalls 2004 erreichte die NASA mit ähnlichem Versuchsaufbau knapp Mach10. Dabei wurde die Pegasus-Trägerrakete mit der X-43A von einer B-52 in 12 km Höhe aus gestartet. Der eigentliche Flug der X-43A dauerte weniger als 20 Sekunden auf über 33 km Höhe und erreichte Mach 9,8 (etwa 11.000 km/h oder 3,05 km/s). Vor kurzem wurde der X-51 Flugkörper getestet.
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Um in der Brennkammersektion eines Scramjet Triebwerks eine effiziente Verbrennung zu ermöglichen, muss zuvor die in die Brennkammersektion eintretende Luftströmung verdichtet werden (der statische Druck innerhalb der Strömung muss erhöht werden). Bei einigen bekannten Scramjet Triebwerken wird dies über Verdichtungsstöße bewerkstelligt, die in der Regel triebwerksextern, d.h. von auf dem Vorkörper des Flugkörpers angeordneten Rampen ausgelöst werden. Neben dem Verdichtungsstoß der durch den Bug des Vorkörpers (Flugkörpers) ausgelöst wird, werden weitere Rampen verwendet, um zusätzliche Verdichtungsstöße auszulösen. Mit steigender Anzahl von Rampen ist die gewünschte Druckerhöhung bei geringeren Verlusten möglich, gleichzeitig steigt jedoch (insbesondere bei beweglichen Rampen) der konstruktive Aufwand.
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Um die Effizienz des Scramjet Triebwerks zu maximieren, müssen die Verdichtungsstöße an den Lippen bzw. an den Seitenwänden des Triebwerkseinlaufs anliegen. Nur so gelangt auch der gesamte, verdichtete Luftmassenstrom ins Triebwerk. Da sich jedoch die Lagen der Verdichtungsstöße mit der Flugmachzahl ändern, müssen Rampen und/oder Lippen beweglich ausgeführt werden. Dies ist konstruktiv aufwendig, insbesondere wenn mehrere Rampen hintereinander geschaltet werden müssen. Werden andererseits die Rampen nicht beweglich ausgeführt, so ist ein effizienter Betrieb des Scramjet Triebwerks nur in einem aerodynamischen Auslegungspunkt möglich. Bei allen anderen aerodynamischen Zuständen müssen dann erhebliche Massenstromverluste und Widerstandserhöhungen in Kauf genommen werden.
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Ein wesentlicher Aspekt der derzeitigen Entwicklungs- und Forschungsarbeiten betrifft die Treibstoffzufuhr in den durch das Triebwerk im Betrieb strömenden Luftstrom. Dieser Luftstrom hat aufgrund der hohen Strömungsgeschwindigkeiten nur eine sehr kurze Verweildauer im Triebwerk (in der Größenordnung von Millisekunden). Während dieser kurzen Verweildauer muss der Treibstoff zunächst in den Luftstrom eingebracht, dann optimal mit der Luft des Luftstroms durchmischt werden, um anschließend eine effiziente Verbrennung in der Brennkammersektion zu ermöglichen und schließlich in der Schubdüsensektion entsprechenden Schub zu erzeugen. Als Treibstoff wird heute vorwiegend Wasserstoff genutzt. Kohlenwasserstoffhaltige Treibstoffe, wie bspw. Kerosin, sind derzeit noch in der Erprobung. Die Erhöhung bzw. Verbesserung der Durchmischung von Treibstoff und Luftstrom ist daher ein weiterer zentraler Aspekt bei der Optimierung eines Scramjet Triebwerks.
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Die Treibstoffzufuhr in den Luftstrom und die notwendige Durchmischung mit dem Luftstrom müssen weiterhin mit Rahmenbedingungen in Einklang gebracht werden, die bei der Entwurfsauslegung des Scramjet Triebwerks insgesamt zu berücksichtigen sind. So soll die Gesamtdimension des Scramjet Triebwerks klein gehalten werden, um die Gesamtmasse des Scramjet Triebwerks und die vom und im Triebwerk verursachten Reibungswiderstände klein zu halten. Gleichzeitig sollen der Luftströmung im Strömungskanal innerhalb des Scramjet Triebwerks keine zu großen Widerstände entgegengesetzt werden, um Stoßverluste zu minimieren. Auftretende Reibungs- und Stoßverluste im Scramjet Triebwerk haben einen erheblichen Einfluss auf die Leistungsfähigkeit des Scramjet Triebwerks und den Gesamtwiderstand des von dem Scramjet Triebwerk angetriebenen Flugkörpers.
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Die Treibstoffzufuhr in den durch das Scramjet Triebwerk strömenden Luftstrom erfolgt typischer Weise innerhalb des Triebwerks mittels folgender Methoden:
- – Treibstoffzufuhr über „Wand-Injektoren“ (engl. „wall injectors“), wobei die Treibstoffzufuhr über Bohrungen/Düsen/Schlitze erfolgt, die an Seitenwänden des Triebwerksströmungskanals innerhalb des Triebwerks angeordnet sind, wobei die Durchmischung durch in Verbindung mit den Wand-Injektoren angeordneten Kavitäten (engl. „wall injectors with cavity“) verbessert werden kann;
- – Treibstoffzufuhr über sogenannte „Strut-Injektoren“ (engl. „strut injectors“), die im Triebwerksströmungskanal innerhalb des Triebwerks angeordnet sind und in den Luftstrom hineinragen, wobei die Treibstoffzufuhr über Öffnungen erfolgt, die am Heck und/oder den Seiten der Strut-Injektoren angeordnet sind; oder
- – Treibstoffzufuhr über sogenannte „Rampen-Injektoren“ (engl. „ramp injectors“) in verschiedensten Ausführungen, die an die an Seitenwänden des Triebwerksströmungskanals innerhalb des Triebwerks angeordnet sind.
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Daneben gibt es derzeit Untersuchungen zur Treibstoffeinspritzung im Bereich der Einlauframpen vor dem Triebwerkseinlauf. Hierzu werden Wand-Injektoren oder Rampen-Injektoren verwendet. Durch eine frühzeitige Einspritzung bereits auf den Einlauframpen eines Scramjet Triebwerks können die Mischungswege verlängert werden, um bei gleichbleibenden Triebwerkslängen eine höhere Durchmischungen zu erreichen. Beispielhaft seien zu diesem Thema folgende Dokumente genannt:
- – Schloegel, F., Boyce, R. R.: "CFD Analysis of Radical Farming Concept Scramjet Engine", AIAA-2009-7416, 16th AIAA/DLR/DGLR International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, Bremen, 2009; oder
- – Brindle, A., Boyce, R. R., Neely, A. J.: "CFD analysis of an ethylene-fueled intakeinjection shock-induced-combustion scramjet configuration", AIAA-2005-3239, 13th AIAA/CIRA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, 2005;
- – US 2008/0196414 A1 und DE 697 18 617 T2
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Die vorstehend beschriebenen Treibstoff-Injektoren haben jedoch folgende Nachteile. Bei Wand- und Rampen-Injektoren erreicht der Treibstoff beim Einspritzvorgang zunächst nur die wandnahen Bereiche der Luftströmung des Strömungskanals. Im Zentrum der Luftströmung wird erst nach sehr langen Mischungswegen, d.h. entsprechenden Triebwerkslängen, die für eine optimale Verbrennung erforderliche Durchmischung von Luft mit Treibstoff erzielt. Bei hierfür ausreichend langen Triebwerkskanälen steigen die Reibungswiderstände und die Triebwerksmasse erheblich an. Diese Problematik tritt insbesondere bei Triebwerkskanälen mit großen Durchmessern auf, wie sie für den Antrieb von Raumtransportsystemen oder Verkehrsflugzeugen notwendig sind.
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Die Wandeinspritzung vor dem eigentlichen Triebwerkseinlauf ist ein relativ neues Forschungsgebiet. Bisher ist der Anmelderin jedoch keine Lösung bekannt, mit der die Problematik der Treibstoffeinspritzung und -vermischung für Scramjet Triebwerke mit großen Durchmessern der Triebwerksströmungskanäle zufriedenstellend gelöst werden kann. In den letztgenannten Fällen besteht ein wesentliches Problem darin, dass der eingespritzte Treibstoff durch den hohen Staudruck nach dem Austreten aus dem Injektor an die Wand gedrückt wird. Weiterhin ergeben sich für die erforderlichen Einlauframpen zur Strömungsverdichtung konstruktive Probleme, da die Einlauframpen in einer Hochtemperatur-Strömung arbeiten müssen und jede Rampe separat für jede Flugmachzahl auf einen bestimmten Winkel eingestellt werden muss. Die Einlauframpen für reale Scramjet Triebwerke zum Antrieb von Raumtransportsystemen oder Verkehrsflugzeugen sind großflächig und damit auch schwer.
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Um reale Hyperschall-Verkehrs- oder -Transportflugzeuge mit Scramjet Triebwerken anzutreiben sind Scramjet Triebwerke mit großen Strömungskanaldurchmessern (bspw. 50 cm–200 cm) erforderlich. Für solchermaßen dimensionierte Scramjet Triebwerke, ist derzeit keine vollständig zufrieden stellende Methode der Treibstoffzufuhr in den durch das Triebwerk strömenden Luftstrom bekannt, bei der Reibungswiderstände und Druckverluste klein gehalten werden, aber gleichzeitig eine hohe Durchmischung von Luftstrom und Treibstoff ermöglicht wird.
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Die Aufgabe der Erfindung besteht darin, ein Scramjet Triebwerk anzugeben, das die genannten Nachteile des Standes der Technik zumindest teilweise behebt.
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Die Erfindung ergibt sich aus den Merkmalen des unabhängigen Anspruchs 1. Vorteilhafte Weiterbildungen und Ausgestaltungen sind Gegenstand der abhängigen Ansprüche. Weitere Merkmale, Anwendungsmöglichkeiten und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung, sowie der Erläuterung von Ausführungsbeispielen der Erfindung, die in den Figuren dargestellt sind.
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Die Aufgabe wird gelöst durch ein Scramjet Triebwerk, umfassend eine Triebwerkseinlaufsektion mit einem Triebwerkseinlauf, und eine nachgeschaltete Brennkammersektion und Schubdüsensektion, wobei ein Treibstoffzufuhrmittel mit einer oder mehreren Treibstoffaustrittsöffnung/en vorhanden ist, mittels dem Treibstoff in einen durch das Triebwerk im Betrieb strömenden Luftstrom einbringbar ist. Das Scramjet Triebwerk zeichnet sich erfindungsgemäß dadurch aus, dass das Treibstoffzufuhrmittel mit der/den Treibstoffaustrittsöffnung/en dem Triebwerkseinlauf vorgeschaltet ist, die Treibwerksaustrittsöffnung/en des Treibstoffzufuhrmittels derart angeordnet oder anordenbar ist/sind, dass Treibstoff aus den Treibstoffaustrittsöffnungen unmittelbar in einen Kernbereich des anschließend in den Triebwerkseinlauf eintretenden Luftstroms einbringbar ist, und ein Abstand des Treibstoffzufuhrmittels zum Triebwerkseinlauf entlang einer Längsachse des Scramjet-Triebwerks einstellbar ist.
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Die Erfindung basiert somit auf der Idee, das Treibstoffzufuhrmittel mit den Treibstoffaustrittöffnungen vor dem Triebwerkeinlauf des Scramjet Triebwerks, vorzugsweise im Bereich unterhalb eines mit dem Scramjet Triebwerk verbundenen Vorkörpers (Bereich der Einlauframpen) derart anzuordnen, dass es entlang der Längsachse des Scramjet Triebwerks relativ zum Triebwerkseinlauf verschiebbar ist. Das Treibstoffzufuhrmittel ragt somit in den später in das Scramjet Triebwerk, d.h. in dessen Triebwerkseinlauf, eintretenden Luftrom hinein. Durch die Verschiebbarkeit entlang der Längsachse lässt sich der durch das Treibstoffzufuhrmittel verursachte Verdichtungsstoß, so einstellen, dass er an der Triebwerkseinlauföffnungen anliegt. Weiterhin sind die Treibstoffaustrittsöffnungen des Treibstoffzufuhrmittels derart angeordnet, oder anordenbar, dass die Treibstoffzufuhr direkt in den Kern des Luftstroms erfolgt.
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Das Treibstoffzufuhrmittel ist in einer bevorzugten Ausführungsvariante als keilförmiger Körper ausgebildet, wobei eine einer Keilvorderkante gegenüberliegenden Keilrückseitenfläche des keilförmigen Körpers dem Triebwerkseinlauf zugewandt ist und die Treibstoffaustrittsöffnung/en auf der Keilrückseitenfläche angeordnet ist/sind. Die Treibstoffaustrittsöffnungen sind dabei möglichst homogen über die Keilrückseitenfläche verteilt, damit es nicht zu einer signifikanten Reexpansion der Strömung hinter dem keilförmigen Körper kommt. Die Keilvorderkante ist weiterhin relativ zu einer Horizontalebene des Scramjet-Triebwerks bevorzugt senkrecht oder parallel angeordnet.
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Beispielsweise kann das Treibstoffzufuhrmittel als Strut-Injektor ausgebildet sein, der auf einer als Einlauframpe ausgebildeten Unterseite eines mit dem Scramjet Triebwerk verbundenen Flugkörpers vor dem Triebwerkseinlauf, mit einigem Abstand zu diesem, entlang einer Längsachse des Scramjet Triebwerks verschiebbar angeordnet ist. Am Heck (Rückseite) des Strut-Injektors wird in diesem Beispiel der Treibstoff in die in den Triebwerkseinlauf des Scramjet Triebwerks eintretenden Luftströmung zugeführt. Da die Treibstoffzufuhr(-einspritzung) erfindungsgemäß vor dem Triebwerkseinlauf in den Kernbereich des anschließend in den Triebwerkseinlauf eintretenden Luftstrom stattfindet, sind längere Durchmischungswege bis zum Eintritt in die Brennkammersektion möglich, da das Treibstoff/Luft-Gemisch bereits in vorgemischtem Zustand in das Scramjet Triebwerk eintritt. Die Gesamtlänge des Scramjet Triebwerks kann daher aufgrund der hohen Durchmischung von Luft und Treibstoff kürzer ausfallen. Dies reduziert Reibungswiderstande und Bauteilmassen des Triebwerks. Im Ergebnis ist der Gesamtwiderstand des Flugkörpers niedriger und der spezifische Impuls des Antriebs höher.
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Im Gegensatz zu Scramjet Triebwerken mit vor dem Triebwerkseinlauf angeordneten Wand-Injektoren, wird erfindungsgemäß der Treibstoff direkt in den Kern der Luftströmung eingebracht. Randbereiche bzw. Außenbereiche des durch das Scramjet Triebwerk strömenden Luftstroms (d.h. wandnahe Bereiche der Luftströmung im Triebwerksströmungskanal) können vorzugsweise mittels Wand-Injektoren innerhalb des Triebwerks zusätzlich mit Treibstoff versorgt werden.
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Der im vorigen Beispiel vorgeschlagene Strut-Injektor besitzt vorzugsweise eine Keilform und löst, da er in den Luftstrom hineinragt, einen Verdichtungsstoß aus. Der Strut-Injektor kann somit eine Stoßrampe ersetzen, bzw. eine zusätzliche Stoßrampe darstellen. So ergibt sich Kombination von Treibstoffeinspritzung und Stoßrampenfunktion durch das Treibstoffzufuhrmittel. Damit die Stoßlage der Flugmachzahl angepasst werden kann, ist der Strut-Injektor in axialer Richtung verschiebbar. Die Position des Strut-Injektors kann auf diese Weise derart geregelt werden, dass der ausgelöste Verdichtungsstoß stets an den Seitenwänden des Triebwerkseinlaufs, d.h. an der Vorderkante des Triebwerkseinslaufs anliegt. Der eingespritzte Treibstoff muss den Heckbereich des Strut-Injektors möglichst homogen abdecken, damit es nicht zu einer signifikanten Reexpansion der Strömung hinter dem Strut kommt. Der durch den Strut-Injektor geleitete Treibstoff dient gleichzeitig zur Kühlung des Strut-Injektors. Eine separate Kühlung, wie dies für viele Stoßrampen-Konzepte vorgesehen ist, kann daher entfallen. Bei mehreren Triebwerkskanälen ist die Anbringung mehrerer, parallel angeordneter Strut-Injektoren denkbar.
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Eine alternative Variante des erfindungsgemäßen Scramjet Triebwerks sieht ein Treibstoffzufuhrmittel in Form eines keilförmigen Pylons vor, dessen Keilvorderkante parallel statt senkrecht zu einer Horizontalebene des Scramjet Triebwerks angeordnet ist. Diese Variante kann eine bessere Mischung von Treibstoff und Luftstrom, insbesondere bei breiten Triebwerkseinläufen, ermöglichen. Allerdings sind hierbei auch höhere Reibungswiderstande und Interferenzen durch den Befestigungsmechanismus zu erwarten.
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Das erfindungsgemäße Scramjet Triebwerks zeichnet sich weiterhin dadurch aus, dass das Treibstoffzufuhrmittel eine oder mehrere flexible schlauchartige Treibstoffleitung/en umfasst, die jeweils ein fixiertes und ein freies Ende aufweisen, wobei das fixierte Ende mit dem Treibstoffzufuhrmittel verbunden ist, die Treibstoffaustrittsöffnung/en am freien Ende der Treibstoffleitung/en angeordnet ist/sind, und das Treibstoffzufuhrmittel und die Treibstoffleitung/en derart ausgeführt und eingerichtet sind, dass sich die Treibstoffleitung/en im Betrieb im Wesentlichen parallel zu einer in einer Umgebung der Treibstoffleitungen vorherrschenden Strömungsrichtung des in den Triebwerkseinlauf eintretenden Luftstroms ausrichten und dabei das/die freie/n Ende/n der Treibstoffleitung/en derart im Luftstrom angeordnet ist/sind, dass Treibstoff über die Treibstoffaustrittsöffnung/en unmittelbar in einen Kernbereich der Luftströmung einbringbar ist.
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Das erfindungsgemäße Scramjet Triebwerk sieht somit die Einspritzung von Treibstoff vor dem Triebwerkseinlauf über eine oder mehrere flexible Treibstoffleitungen (Schläuche) vor. Diese Treibstoffleitungen ragen beispielsweise aus einem mit dem Scramjet Triebwerk verbundenen Vorkörper heraus und liegen im Betrieb nahezu parallel zur Strömungsrichtung des Luftstroms, so dass der Luftwiderstand gering ist. Das mit den Treibstoffleitungen an dem jeweiligen fixierten Ende verbundene Treibstoffzufuhrmittel kann in einer Ausführungsform innerhalb des Vorkörpers axial verschiebbar angeordnet sein. Am freien Ende der Treibstoffleitungen wird Treibstoff in die Strömung eingespritzt. Im Gegensatz zu Wand-Injektoren kann mit den schlauchartigen Treibstoffleitungen der Treibstoff in den Kernbereich des in das Triebwerk eintretenden Luftstroms eingebracht werden. Durch die nahezu in dem Luftstrom strömungsparallel verlaufen Treibstoffleitungen können Stoßverluste und Reibungswiderstände reduziert werden. Zusätzlich zu der Treibstoffzufuhr in den Kernbereich des Luftstroms kann über Wand-oder Rampen-Injektoren Treibstoff in die Randbereiche des Luftstroms eingebracht werden. Die Wand- oder Rampen-Injektoren können hierzu in Strömungsrichtung vor dem Triebwerkseinlauf und/oder innerhalb des Triebwerks angeordnet sein. Die Treibstoffleitungen sind bevorzugt aus hochtemperaturbeständigen Werkstoffen gefertigt. Die Treibstoffleitungen werden fast ausschließlich auf Zug belastet. Die Treibstoffleitungen werden bevorzugt aus hitzebeständigen Faserverbundwerkstoffen gefertigt werden, was zudem noch zu sehr geringen Treibstoffleitungsmassen führt. Ein Verdrehen der Treibstoffleitungen kann durch ihre entsprechend hohe Steifigkeitsauslegung verhindert werden. Bei Abnutzung oder im Schadensfall können die Treibstoffleitungen leicht demontiert und ersetzt werden.
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Darüber hinaus werden die Treibstoffleitungen im Luftstrom erfindungsgemäß aerodynamisch stabilisiert, um zu gewährleisten, dass im Betrieb die freien Enden der Treibstoffleitungen im Kern des in das Scramjet Triebwerk eintretenden Luftstroms verbleiben. Dazu sind im Bereich des freien Endes/der freien Enden der Treibstoffleitung/en Stabilisationsflächen angeordnet, mittels denen eine aerodynamische Stabilisierung und/oder eine gezielte Positionierung des/der freien Endes/en im Luftstrom bewirkbar ist. Die horizontalen Stabilisatoren können mit einem Anstellwinkel versehen sein, um eine Kraftkomponente erzeugen, die das freie Enden der jeweiligen Treibstoffleitung vom Rumpf des Flugkörpers (bspw. der Einlauframpe) fernhält. Auch eine Kombination von angestellten Stabilisatoren und einem Flare zur Stabilisierung ist denkbar. Alternativ ist denkbar, die Strömungsumlenkung nach einem Rampenstoß zu nutzen, um die schlauchartigen Treibstoffleitungen im Kern des Luftstroms zu halten. Hierfür müssen die Länge de Treibstoffleitungen und deren Steifigkeiten geeignet gewählt werden.
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Eine weitere Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Scramjet Triebwerks zeichnet sich dadurch aus, dass an der/den Treibstoffleitung/en jeweils zwischen fixiertem Ende und den Stabilisationsflächen, im Nahbereich der Stabilisationsflächen zusätzliche Treibstoffaustrittsöffnungen vorhanden sind, mittels denen Treibstoff zur Kühlung der Stabilisationsflächen in den Luftstrom einbringbar ist.
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Das erfindungsgemäße Scramjet-Triebwerk verfügt vorzugsweise über eine erste Steuereinrichtung, mittels der der Abstand des Treibstoffzufuhrmittels zu dem Triebwerkseinlauf abhängig von einer Strömungsgeschwindigkeit des Luftstroms einstellbar ist. Diese Strömungsgeschwindigkeit ergibt sich vorliegend durch die Fluggeschwindigkeit des Flugkörpers relativ zur umgebenden Luft, bspw. angegeben als Machzahl Ma. Bevorzugt ist die erste Steuereinrichtung derart eingerichtet und ausgeführt, dass der Abstand des Treibstoffzufuhrmittels zu dem Triebwerkseinlauf derart einstellbar ist, dass ein durch das Treibstoffzufuhrmittel ausgelöster Verdichtungsstoß zumindest teilweise, besser vollständig am Umfangsrand einer Triebwerkseinlauföffnung des Triebwerkseinlaufs anliegt.
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Weiterhin umfasst das erfindungsgemäße Scramjet-Triebwerk bevorzugt eine zweite Steuereinrichtung, mittels der ein Abstand des oder der freien Enden der Treibstoffzufuhrleitungen zu dem Triebwerkseinlauf abhängig von einer Strömungsgeschwindigkeit des Luftstroms einstellbar ist. In dieser Ausführungsform kann somit nicht nur das Treibstoffzufuhrmittel, sondern auch die freien Enden der Treibstoffleitungen längs der Längsachse des Scramjet Triebwerks verschoben werden. Das Verschieben der Enden der Treibstoffleitungen kann abhängig von der aktuellen Machzahl Ma erfolgen. Ein axiales Verschieben der freien Enden der Treibstoffleitungen kann bspw. dadurch erfolgen, dass die flexiblen schlauchartigen Treibstoffleitungen in das Treibstoffzufuhrmittel eingezogen oder ausgelassen werden. Mit „eingezogen“ Treibstoffleitungen wird außerhalb des Scramjet-Betriebs (bei Machzahlen Ma < 5) das Strömungsfeld nicht gestört, weiterhin werden Beschädigungen der Treibstoffleitungen vermieden.
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Eine besonders bevorzugte Weiterentwicklung des erfindungsgemäßen Scramjet-Triebwerks zeichnet sich dadurch aus, dass in der Triebwerkseinlaufsektion und/oder in der Brennkammersektion zusätzliche Treibstoffaustrittsöffnungen vorhanden sind, mittels denen Treibstoff in Randbereiche des Luftstroms einbringbar ist. Dies bewirkt eine optimale Durchmischung von Luft und Treibstoff im Luftstrom.
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Weitere Vorteile, Merkmale und Einzelheiten ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung, in der unter Bezug auf die Zeichnungen mehrere Ausführungsbeispiele im Einzelnen beschrieben sind. Beschriebene und/oder bildlich dargestellte Merkmale bilden für sich oder in beliebiger, sinnvoller Kombination den Gegenstand der Erfindung, gegebenenfalls auch unabhängig von den Ansprüchen, und können insbesondere zusätzlich auch Gegenstand einer oder mehrerer separaten Anmeldung/en sein. Gleiche, ähnliche und/oder funktionsgleiche Teile sind mit gleichen Bezugszeichen versehen.
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Es zeigen:
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1 eine schematisierte Seitenansicht eines vorderen Rumpfsegments eines Hyperschallflugzeugs 1 mit einem erfindungsgemäßen Scramjet Triebwerk 7,
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2 eine schematisierte Ansicht des vorderen Rumpfsegments eines Hyperschallflugzeugs 1 mit einem erfindungsgemäßen Scramjet Triebwerk 7 von unten,
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3 einen Querschnitt durch das vordere Rumpfsegment des Hyperschallflugzeugs 1 mit einem erfindungsgemäßen Scramjet Triebwerk 7 entlang der Querschnittslinie A-A’ (vgl. 2),
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4a–b schematisiert dargestellte Ausführungsvarianten eines erfindungsgemäßen Scramjet Triebwerks 7 am vorderen Rumpfsegment des Hyperschallflugzeugs 1,
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5–7 eine Ausführungsvariante des erfindungsgemäßen Scramjet Triebwerks 7 mit einem pylonartigen Treibstoffzufuhrmittel 9 aus verschiedenen Perspektiven,
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8 eine schematisierte Seitenansicht des vorderen Rumpfsegments eines Hyperschallfahrzeugs 1 mit einem Treibstoffzufuhrmittel umfassend schlauchartige flexible Treibstoffleitungen 30 mit an ihrem jeweiligen freien Ende 32 angeordnete Treibstoffaustrittsöffnungen,
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9 eine schematisierte Ansicht des vorderen Rumpfsegments des Hyperschallflugzeugs 1 mit einem erfindungsgemäßen Scramjet Triebwerk 7 gemäß 8 von unten,
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10 eine schematisierte Detailansicht des Austritts der Treibstoffleitungen aus dem vorderen Rumpfsegment, und
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11a–d schematisierte Ausführungsformen der Treibstoffleitungen 30 um die freien Enden 32 der Treibstoffleitungen 30 in dem Luftstrom zu stabilisieren und einen Mindestabstand zum vorderen Rumpfsegment sicherzustellen.
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1 zeigt eine schematisierte Seitenansicht eines vorderen Rumpfsegments eines Hyperschallflugzeugs 1 mit einem erfindungsgemäßen Scramjet Triebwerk 7. Die Anströmung 2 erfolgt parallel zur Flugzeug- bzw. Triebwerkslängsachse mit einer Machzahl Ma∞. Auf der Unterseite des vorderen Rumpfsegments des Flugzeugs 1 befinden sich Stoßrampen 3, 4, die über das Auslösen von Verdichtungsstößen 5, 6 die in das Triebwerk 7 eintretende Luftströmung verdichten. Die Stöße liegen idealerweise an der Lippe des Triebwerkseinlaufs 8 an. Das Treibstoffzufuhrmittel ist vorliegend als Strut-Injektor 9 ausgebildet und auf der Unterseite des Flugzeugs 1 längs der Längsachse des Triebwerks 7 verschiebbar montiert. Am Heck 10 des Strut-Injektors 9 wird Treibstoff in den Luftstrom eingespritzt, der anschließend in den Triebwerkseinlauf 8 eintritt und durch das Triebwerk 7 strömt. Auf der Wegstrecke bzw. dem Volumen 11 des Luftstroms zwischen Strut-Injektor 9 und Triebwerkseinlauf 8 können sich Luft und eingespritzter Treibstoff mischen. Der durch das Luft-Treibstoff-Gemisch verlaufende Rampenstoß 6 verbessert die Durchmischung zusätzlich. Der Strut-Injektor 9 kann in axialer Richtung 12 verschoben werden, um die Stosslage der Strömungsgeschwindigkeit des Luftstroms, bspw. angegeben durch die Machzahl Ma∞ anzupassen.
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2 zeigt eine schematisierte Ansicht des vorderen Rumpfsegments des Hyperschallflugzeugs 1 mit dem erfindungsgemäßen Scramjet Triebwerk 7 gemäß 1, von unten. Der vom axial verschiebbaren Strut-Injektor 9 ausgelöste Verdichtungsstoß 13 liegt an den Seitenwänden 14 des Triebwerkseinlaufs 8 an. Im Heckbereich 10 des Strut-Injektors 9 kommt es zu weiteren schwachen Verdichtungsstößen 15, die eine zusätzliche Verbesserung der Durchmischung bereitstellen können. Weiterhin ist der 2 eine Querschnittsachse A-A’ zu entnehmen, die für die 3 relevant ist.
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3 zeigt einen Querschnitt durch das vordere Rumpfsegment des Hyperschallflugzeugs 1 mit dem erfindungsgemäßen Scramjet Triebwerk 7 entlang der Querschnittslinie A-A’ gemäß 1 und 2. Der durch den Strut-Injektor 9 eingespritzte Treibstoffmassenstrom 16 erreicht im Zentrum des in den Triebwerkseinlauf 8 eintretenden Luftstroms seine maximale Dichte, erkennbar durch die dunkle Schwärzung. Die treibstoffarmen Regionen (hellere Schwärzung) in den Randbereichen dieses Luftstroms können, wie in 3 gezeigt, durch zusätzliche Wandeinspritzung 17 innerhalb des Scramjet Triebwerks mit Treibstoff versorgt werden.
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4a–b zeigen schematisiert dargestellte Ausführungsvarianten des erfindungsgemäßen Scramjet Triebwerks 7 am vorderen Rumpfsegment eines Hyperschallflugzeugs 1. In beiden Darstellungen sind vor dem Triebwerkseinlauf 8 mehrere parallel angeordneten Strut-Injektoren 9 angeordnet. Diese versorgen mehrere nebeneinander angeordnete Triebwerksmodule 18 eines Scramjet Triebwerks 7 mit Treibstoff. Die von den Strut-Injektoren 9 ausgelösten Verdichtungsstöße 13 liegen in 4a an den Seitenwänden 14 der Triebwerksmodule 18 an. Alternativ ist in 4b eine Überlappung der Verdichtungsstöße 13 vorgesehen, um eine bessere Durchmischung von Treibstoff und Luft zu erzielen. Die Strut-Injektoren 9 sind in axialer Richtung verschiebbar, so dass die Verdichtungsstöße 13 und deren Einstellung in Bezug auf den Triebwerkseinlauf des aus mehreren Modulen 18 bestehenden Scramjet Triebwerks abhängig von der Strömungsgeschwindigkeit eingestellt werden kann.
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5–7 zeigen eine Ausführungsvariante des erfindungsgemäßen Scramjet Triebwerks 7 mit einem an einem Hyperschallflugzeug 1 angebrachten pylonartig gestalteten Treibstoffzufuhrmittel 9 aus verschiedenen Perspektiven. 5 zeigt eine Seitenansicht, 7 eine Frontansicht, und 6 eine Unteransicht. In diesem Ausführungsbeispiel ist nur eine Stoßrampe 3 am vorderen Rumpfteil realisiert, die entsprechend nur einen Verdichtungsstoß 5 auslöst. Das Treibstoffzufuhrmittel 9 ist als ein keilförmiger Pylon 9 ausgebildet, dessen Keilvorderkante parallel zu einer Horizontalebene des Scramjet Triebwerks 7 angeordnet ist. Der Pylon 9 ist erfindungsgemäß in axialer Richtung verschiebbar, was durch die Pfeile 12 angedeutet ist. Der vom Pylon 9 ausgelöste Verdichtungsstoß 20 liegen optimaler Weise an dem Umfangsrand des Triebwerkseinlaufs 8 zumindest oben und unten an. Die Stoßstruktur der Verdichtungstöße 5, 20 von der Stoßrampe 3 bzw. dem Pylon 9 bleibt im Wesentlichen 2-dimensional. Die Treibstoffverteilung im Querschnitt 22 des Triebwerkseinlaufs 8 ist durch das pylonartig gestaltete Treibstoffzufuhrmittel ausreichend homogen. Dies zeigt sich sowohl in 6 als auch in 7 durch die darin deutlich erkennbare gleichmäßige Treibstoffdichteverteilung im Luftstrom, wobei gleiche Dichtewerte einer einheitlichen Graustufe entsprechen. In 7 ist die Treibstoffdichteverteilung entlang einer Querschnittslinie B-B’ dargestellt.
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8 zeigt eine schematisierte Seitenansicht des vorderen Rumpfsegments eines Hyperschallfahrzeugs 1 mit einem Treibstoffzufuhrmittel umfassend eine schlauchartige flexible Treibstoffleitung 30 mit an ihrem freien Ende 32 angeordneten Treibstoffaustrittsöffnungen. Die Anströmung 2 erfolgt parallel zur Fahrzeuglängsachse. Zwei Stoßrampen 3, 4 erzeugen die Verdichtungsstöße 5, 6, die am Triebwerkseinlauf 8 unten anliegen. Zumindest die flexible, schlauchartige Treibstoffleitung 30 des Treibstoffzufuhrmittels ragt aus dem vorderen Rumpfteil des Flugzeugs 1 heraus und wird durch den im Betrieb herrschenden Staudruck der Luftströmung in die gezeigte rückwärtige Richtung gebogen. Am Austritt der Treibstoffleitung 30 aus dem Vorkörper entstehen leichte, räumlich gekrümmte Verdichtungsstöße 31. Am freien Ende 32 der Treibstoffleitung 30 wird Treibstoff in die Luftströmung eingespritzt. Zwischen Einspritzung und Triebwerkseinlauf 8 können Treibstoff und Luft daher bereits vorgemischt werden. Auch das freie Ende der Treibstoffleitung 30 und damit die Einspritzposition der Treibstoffauslassöffnungen ist in axialer Richtung 12 verschiebbar.
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9 zeigt eine schematisierte Ansicht des vorderen Rumpfsegments des Hyperschallflugzeugs 1 mit dem erfindungsgemäßen Scramjet Triebwerk 7 gemäß 8 in Unteransicht. Das gezeigte Scramjet Triebwerk 7 umfasst mehrere Triebwerksmodule 18, die parallel zueinander angeordnet sind. Entsprechend viele, parallel angeordnete Treibstoffleitungen 30 versorgen die Gesamtheit der Triebwerksmodule 18.
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10 zeigt eine schematisierte Detailansicht (senkrechter Querschnitt) des Austritts einer der Treibstoffleitungen 30 aus dem vorderen Rumpfsegment des Flugzeugs 1 gemäß 9. Die Treibstoffleitung 30 wird vom Luftstrom in Pfeilrichtung gebogen und richtet sich dazu nahezu strömungsparallel aus. Eine strömungsgünstige Verkleidung 33 reduziert Verluste durch Stöße und schützt den empfindlichen Austrittsbereich vor zu hohen thermischen Belastungen. Gegebenenfalls können im Austrittsbereich durch entsprechend in diesem Bereich angeordnete Treibstoffaustrittsöffnungen kleine Mengen Treibstoff zur Kühlung eingespritzt werden. Weiterhin zeigt 10 das axial verschiebbar, innerhalb des Rumpfsegments angeordnete Treibstoffzufuhrmittel 9, das mit dem fixierten Ende der Treibstoffleitung 30 verbunden ist, und in das die Treibstoffleitung 30 einziehbar ist, bzw. aus dem die Treibstoffleitung 30 ausziehbar ist. Bei einer Verschiebung des Treibstoffzufuhrmittels 9 wird die Verkleidung bevorzugt parallel mit verschoben.
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11a–d zeigen schematisierte Ausführungsformen von Treibstoffleitungen 30, um die freien Enden 32 der Treibstoffleitungen 30 im Luftstrom aerodynamisch zu stabilisieren und einen Mindestabstand zum vorderen Rumpfsegment des Flugzeugs 1 sicherzustellen. Dargestellt ist jeweils auf der rechten Bildseite das freie Ende 32 einer Treibstoffleitung 30.
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In 11a sind am freien Ende 32 vertikale 36 und horizontale 37 aerodynamische Stabilisatorflächen angeordnet. Die horizontalen Stabilisatoren 37 haben vorzugsweise einen Einstellwinkel gegenüber der Strömungsrichtung des Luftstroms, der vorliegend von links nach rechts strömt. Mit dem Einstellwinkel erzeugen die Stabilisatoren eine vom vorderen Rumpfkörper wegweisende Kraftkomponente, so dass der Abstand zum Rumpfkörper im Betrieb über den Einstellwinkel einstellbar ist. Der Treibstoff (dargestellt durch die unterschiedlich grauen Flächen) wird am freien Ende 32 der Treibstoffleitung 30 über entsprechende Treibstoffauslassöffnungen in den Luftstrom eingebracht. Kleine Mengen Treibstoffs können durch sekundäre Öffnungen oder Düsen 38 vor den Stabilisatoren 36, 37 eingespritzt werden, um diese zu kühlen. Da dieser Treibstoff schließlich auch ins Triebwerk 7 gelangt, stellt er kein Treibstoffverlust dar.
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In 11b wird ein Flare 39 zur Stabilisierung verwendet. Die Abstandhaltung zum Rumpf wird wieder über eingestellte Flächen 37 sichergestellt.
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In 11c werden vertikale und horizontale Stabilisatoren 36, 37 ohne Einstellwinkel zur Stabilisierung verwendet. Die Abstandhaltung zum Rumpf wird durch einen Schubwinkel 40 in der Treibstoffeinspritzung sichergestellt. Der Schubwinkel ist der Winkel zwischen einer Längsachse der Treibstoffleitung 30 und einer davon abweichenden mittleren Einspritzrichtung des Treibstoffs. Um die Treibstoffleitung 30 besser vor Verdrehen zu schützen und die Stabilisierung zu verbessern, können zusätzliche Stabilisatorflächen entlang der Treibstoffleitung 30 angeordnet werden.
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In 11d wird die Strömungsumlenkung nach einem Verdichtungsstoß 6 zur Abstandshaltung genutzt. Das freie Ende 32 der Treibstoffleitung 30 wird zusätzlich mittels eines Flares 39 stabilisiert. Die Luftströmung (markiert durch Pfeile) wird durch den Verdichtungsstoß umgelenkt. Das Flare liegt im Bereich der bereits umgelenkten Strömung. Die resultierenden Kräfte richten das freie Ende parallel zur Luftströmung nach dem Verdichtungsstoß aus. Bei geeigneter Wahl der Geometrie stellen sich automatisch eine Abstandhaltung der Treibstoffleitung 30 zum vorderen Rumpfsegment und eine aerodynamische Stabilisierung der Treibstoffleitung 30 ein. Da die axiale Position (bezogen auf eine Längsachse des Scramjet Triebwerks 7) der Treibstoffleitung 30 variierbar ist, kann die Lage des Flares der jeweiligen Lage des Verdichtungsstoßes 6 angepasst werden.
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Bezugszeichenliste
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- 1
- Hyperschallflugzeug
- 2
- anströmende Luft mit Machzahl Ma∞
- 3, 4
- Stoßrampen
- 5, 6
- Verdichtungsstöße
- 7
- Scramjet Triebwerk
- 8
- Triebwerkseinlauf
- 9
- Treibstoffzufuhrmittel, Strut-Injektor, Treibstoffzufuhrmittel mit Treibstoffleitungen,
- 10
- Heck des Strut
- 11
- Mischungsvolumen zwischen Treibstoffauslassöffnungen und Triebwerkseinlauf,
- 12
- Richtung längs der Längsachse des Scramjet Triebwerks,
- 13
- Verdichtungsstoß
- 14
- Seitenwände des Triebwerkseinlaufs 8
- 15
- Verdichtungsstoß im Nachlauf des Strut-Injektors
- 16
- Treibstoffmassenstrom
- 18
- Module des Scramjet Triebwerks
- 19
- Pylon
- 20
- Verdichtungsstoß
- 22
- Triebwerkseinlaufquerschnitt
- 30
- flexible schlauchartige Treibstoffleitungen
- 31
- Verdichtungsstoß
- 32
- freies Ende der Treibstoffleitung 30
- 33
- Verkleidung
- 36
- aerodynamische Stabilisatoren
- 37
- aerodynamische Stabilisatoren
- 38
- Öffnungen, Düsen
- 39
- Flare
- 40
- Schubwinkel
- A-A’
- Querschnittslinie
- B-B’
- Querschnittslinie
- Ma∞
- Machzahl der Anströmung
