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Die vorliegende Erfindung betrifft einen Raumflugantrieb zum Antreiben eines Raumflugkörpers in einer Flugrichtung des Raumflugkörpers zur Beförderung einer Nutzlast in den Weltraum, insbesondere in einen Orbit.
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Beispielsweise aus der Rüstungstechnik sind Raketen bekannt, welche ein Mantelstrom-Raketentriebwerk umfassen. Im Vergleich zu Raketentriebwerken ohne Mantelstrom ermöglichen solche mit Mantelstrom unter Umständen einen höheren Schub.
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Beispielsweise die
DE 103 25 170 A1 offenbart eine Rakete, bei welcher mittels einer Triebwerkummantelung eine Schuberhöhung möglich ist. Für Raumflugantriebe eignet sich die Rakete aus der
DE 103 25 170 A1 jedoch insbesondere deshalb nicht, weil dem Mantelstrom Treibstoff zugeführt wird, was zwar zu einer Erhöhung des Schubs aber gleichzeitig auch zu einer Absenkung der Effizienz führt.
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Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Raumflugantrieb, insbesondere ein Hauptstufentriebwerk oder ein Unterstufentriebwerk, bereitzustellen, welcher den zur Verfügung stehenden Treibstoff mit hoher Effizienz nutzen und schwere Nutzlasten in große Höhen transportieren kann.
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Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch einen Raumflugantrieb zum Antreiben eines Raumflugkörpers in einer Flugrichtung des Raumflugkörpers zur Beförderung einer Nutzlast in den Weltraum, insbesondere in einen Orbit, gelöst, wobei der Raumflugantrieb Folgendes umfasst:
- – einen Treibstofftank zur Aufnahme eines Treibstoffs;
- – einen Oxidatortank zur Aufnahme eines Oxidators;
- – eine Brennkammervorrichtung zur Umsetzung des Treibstoffs mit dem Oxidator;
- – eine an die Brennkammervorrichtung angrenzende Schubdüsenvorrichtung; und
- – eine die Schubdüsenvorrichtung zumindest abschnittsweise ringförmig umgebende Mantelvorrichtung zur Erzeugung eines Luftmantelstroms während eines Flugs des Raumflugkörpers durch die Atmosphäre.
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Dadurch, dass bei dem erfindungsgemäßen Raumflugantrieb eine die Schubdüsenvorrichtung zumindest abschnittsweise ringförmig umgebende Mantelvorrichtung vorgesehen ist, kann der zur Verfügung stehende Treibstoff mittels des Raumflugantriebs mit hoher Effizienz genutzt werden. Schwere Nutzlasten können so in große Höhen transportiert werden.
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Vorteilhaft kann es sein, wenn die Mantelvorrichtung einen Innenraum umfasst, welcher sich entgegen der Flugrichtung verjüngt.
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Eine entgegen der Flugrichtung ausgerichtete Richtung ist insbesondere eine Strömungsrichtung der Luft relativ zu dem Raumflugkörper im Flug des Raumflugkörpers.
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Günstig kann es sein, wenn eine innere Oberfläche der Mantelvorrichtung einen sich verjüngenden Abschnitt umfasst oder die gesamte innere Oberfläche der Mantelvorrichtung sich verjüngend ausgebildet ist, so dass eine senkrecht zur Flugrichtung genommene Innenquerschnittsfläche der Mantelvorrichtung entgegen der Flugrichtung, das heißt längs der Strömungsrichtung der Luft, abnimmt.
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Vorteilhaft kann es sein, wenn der Innenraum der Mantelvorrichtung sich ausgehend von einem bezüglich der Flugrichtung vorderen Ende der Mantelvorrichtung kontinuierlich und/oder stetig verjüngt.
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Unter einem kontinuierlichen Verjüngen ist insbesondere eine kontinuierliche Abnahme der senkrecht zur Flugrichtung genommenen Querschnittsfläche zu verstehen, ohne dass eine lokale Zunahme der Querschnittsfläche entgegen der Flugrichtung vorgesehen ist.
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Unter einer stetigen Verjüngung ist insbesondere eine Verjüngung zu verstehen, welche keine stufenartige, abrupte Querschnittsflächenänderung entgegen der Flugrichtung aufweist. Eine stetige Verjüngung ist insbesondere eine gleichmäßige, beispielsweise lineare, Querschnittsflächenabnahme.
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Bei einer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass der Innenraum der Mantelvorrichtung sich ausgehend von einem bezüglich der Flugrichtung vorderen Ende der Mantelvorrichtung bis zu einem bezüglich der Flugrichtung hinteren Ende der Mantelvorrichtung kontinuierlich und/oder stetig verjüngt.
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Insbesondere dann, wenn die Mantelvorrichtung zumindest näherungsweise hohlzylinderförmig oder hohlkegelstumpfförmig ausgebildet ist, kann vorgesehen sein, dass ein Innendurchmesser der Mantelvorrichtung entgegen der Flugrichtung kontinuierlich und/oder stetig abnimmt.
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Günstig kann es sein, wenn eine äußere Oberfläche der Mantelvorrichtung einen konstanten Abschnitt umfasst, in welchem eine senkrecht zur Flugrichtung genommene Außenquerschnittsfläche entgegen der Flugrichtung zumindest näherungsweise konstant ist.
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Insbesondere kann vorgesehen sein, dass ein senkrecht zur Flugrichtung genommener Außenquerschnitt der Mantelvorrichtung in dem konstanten Abschnitt der Mantelvorrichtung längs der Flugrichtung zumindest näherungsweise konstant ist.
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Der konstante Abschnitt der Mantelvorrichtung, insbesondere der äußeren Oberfläche der Mantelvorrichtung, erstreckt sich vorzugsweise über mindestens ungefähr die Hälfte einer Länge der Mantelvorrichtung längs der Flugrichtung.
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Insbesondere dann, wenn die Mantelvorrichtung zumindest näherungsweise rotationssymmetrisch ist, ist der Außendurchmesser der Mantelvorrichtung im Bereich des konstanten Abschnitts der Mantelvorrichtung vorzugsweise im Wesentlichen konstant.
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Die äußere Oberfläche der Mantelvorrichtung entspricht im konstanten Abschnitt derselben vorzugsweise zumindest näherungsweise einer Kreiszylinderoberfläche.
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Günstig kann es sein, wenn ein Längsschnitt der Mantelvorrichtung längs einer durch eine Symmetrieachse der Mantelvorrichtung verlaufende Ebene zumindest näherungsweise dreiecksförmig ist.
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Vorteilhaft kann es sein, wenn eine äußere Oberfläche der Mantelvorrichtung einen sich verjüngenden Abschnitt umfasst, in welchem eine senkrecht zur Flugrichtung genommene Außenquerschnittsfläche entgegen der Flugrichtung abnimmt.
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Insbesondere kann vorgesehen sein, dass eine äußere Oberfläche der Mantelvorrichtung einen sich verjüngenden Abschnitt umfasst, in welchem eine senkrecht zur Flugrichtung genommene Außenquerschnittsfläche entgegen der Flugrichtung kontinuierlich und/oder stetig, insbesondere linear, abnimmt.
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Insbesondere dann, wenn die äußere Oberfläche der Mantelvorrichtung einen konstanten Abschnitt und einen sich verjüngenden Abschnitt umfasst, kann vorgesehen sein, dass ein Übergang zwischen dem konstanten Abschnitt und dem sich verjüngenden Abschnitt abgerundet ausgebildet ist. Hierdurch kann eine Strömungsablösung der die Mantelvorrichtung umströmenden Luftströmung vorzugsweise verhindert werden.
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Bei einer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass ein bezüglich der Flugrichtung vorderes Ende der Mantelvorrichtung seitlich benachbart zur Schubdüsenvorrichtung und/oder zur Brennkammervorrichtung angeordnet ist. Unter einer seitlich benachbarten Anordnung ist dabei insbesondere eine in einer senkrecht zur Flugrichtung verlaufenden Richtung (Querrichtung) benachbarte Anordnung, insbesondere eine Anordnung auf bezüglich der Flugrichtung gleicher Höhe, zu verstehen.
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Der Luftmantelstrom ist vorzugsweise zwischen der Schubdüsenvorrichtung und der Mantelvorrichtung geführt.
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Günstig kann es sein, wenn eine Außenseite der Schubdüsenvorrichtung eine Strömungsführungsvorrichtung zur Führung des Luftmantelstroms umfasst.
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Der Raumflugantrieb kann beispielsweise eine von einer Transportvorrichtung zur Aufnahme von Nutzlast abtrennbare Triebwerkstufe, beispielsweise ein Unterstufentriebwerk und/oder ein Hauptstufentriebwerk, sein.
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Alternativ hierzu kann vorgesehen sein, dass der Raumflugantrieb untrennbar mit der Transportvorrichtung zur Aufnahme der Nutzlast verbunden ist.
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Die Mantelvorrichtung kann ein keramisches Material umfassen oder aus einem keramischen Material gebildet sein.
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Als keramisches Material kann beispielsweise ein karbidkeramisches Material, insbesondere Siliziumkarbid, vorgesehen sein.
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Alternativ oder ergänzend hierzu kann vorgesehen sein, dass die Mantelvorrichtung ein metallisches Material umfasst oder aus einem metallischen Material gebildet ist.
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Beispielsweise kann vorgesehen sein, dass die Mantelvorrichtung zumindest abschnittsweise aus einem Titanblech gebildet ist.
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Günstig kann es sein, wenn die Mantelvorrichtung so ausgebildet und die Brennkammervorrichtung so steuerbar und/oder regelbar ist, beispielsweise mittels einer Steuervorrichtung, dass ein an der Schubdüsenvorrichtung austretender Schubstrahl einen Überschuss an Treibstoff aufweist, welcher zur Schuberhöhung mit Sauerstoff aus dem durch die Mantelvorrichtung geführten Luftmantelstrom umsetzbar ist.
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Der Raumflugantrieb weist vorzugsweise keine Treibstoffeinspritzung für den Luftmantelstrom auf. Vielmehr wird vorzugsweise ausschließlich überschüssiger Treibstoff in dem Schubstrahl zur Schuberhöhung genutzt.
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Der erfindungsgemäße Raumflugantrieb eignet sich insbesondere zur Verwendung in einem Raumflugkörper zur Beförderung einer Nutzlast in den Weltraum, insbesondere in einen Orbit.
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Die vorliegende Erfindung betrifft daher auch einen Raumflugkörper zur Beförderung einer Nutzlast in den Weltraum, insbesondere in einen Orbit.
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Der Erfindung liegt diesbezüglich die Aufgabe zugrunde, einen Raumflugkörper bereitzustellen, mittels welchem der zur Verfügung stehende Treibstoff mit hoher Effizienz genutzt werden kann, um schwere Nutzlasten in große Höhen zu transportieren.
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Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch einen Raumflugkörper zur Beförderung einer Nutzlast in den Weltraum, insbesondere in einen Orbit, gelöst, wobei der Raumflugkörper Folgendes umfasst:
- – eine Transportvorrichtung zur Aufnahme einer Nutzlast; und
- – einen erfindungsgemäßen Raumflugantrieb.
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Der erfindungsgemäße Raumflugkörper weist vorzugsweise einzelne oder mehrere der im Zusammenhang mit dem erfindungsgemäßen Raumflugantrieb beschriebenen Merkmale und/oder Vorteile auf.
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Der Raumflugantrieb kann beispielsweise unlösbar mit der Transportvorrichtung verbunden sein.
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Alternativ hierzu kann vorgesehen sein, dass der Raumflugantrieb, insbesondere eine Brennkammervorrichtung, eine Schubdüsenvorrichtung und/oder eine Mantelvorrichtung des Raumflugantriebs, von der Transportvorrichtung zur Aufnahme der Nutzlast separierbar ist.
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Günstig kann es sein, wenn die Mantelvorrichtung zumindest abschnittsweise innerhalb einer Projektion der Außenkontur der Transportvorrichtung längs einer Längsachse der Transportvorrichtung angeordnet ist.
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Unter einer Projektion der Außenkontur der Transportvorrichtung längs einer Längsachse der Transportvorrichtung ist dabei derjenige Raumbereich zu verstehen, welcher von der größten senkrecht zur Flugrichtung genommenen Querschnittsfläche der Transportvorrichtung überstrichen wird, wenn diese größte Querschnittsfläche längs der Längsachse der Transportvorrichtung bis zu den Enden des Raumflugkörpers verschoben wird.
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Ein innerhalb einer Projektion der Außenkontur der Transportvorrichtung angeordnetes Objekt ragt somit ausgehend von der Längsachse der Transportvorrichtung nicht seitlich (in der Querrichtung) über die Transportvorrichtung hinaus.
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Insbesondere ist ein innerhalb der Projektion der Außenkontur der Transportvorrichtung längs der Längsachse der Transportvorrichtung und bezüglich der Flugrichtung des Raumflugkörpers hinter der Transportvorrichtung angeordnetes Objekt, beispielsweise die Brennkammervorrichtung, die Schubdüsenvorrichtung und/oder die Mantelvorrichtung, bei einer Draufsicht auf eine bezüglich der Flugrichtung des Raumflugkörpers vordere Seite des Raumflugkörpers mit Blickrichtung längs der Längsachse der Transportvorrichtung nicht sichtbar.
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Innerhalb der Projektion der Außenkontur der Transportvorrichtung längs der Längsachse und hinter der Transportvorrichtung angeordnete Objekte haben vorzugsweise einen geringen negativen Einfluss auf die Aerodynamik, insbesondere auf den Luftwiderstand des Raumflugkörpers während des Flugs des Raumflugkörpers durch die Atmosphäre.
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Vorteilhaft kann es sein, wenn die Mantelvorrichtung zumindest näherungsweise vollständig innerhalb einer Projektion der Außenkontur der Transportvorrichtung längs einer Längsachse der Transportvorrichtung angeordnet ist.
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Die Mantelvorrichtung ragt somit vorzugsweise nicht seitlich über die Außenkontur der Transportvorrichtung hinaus.
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Besonders günstig kann es sein, wenn eine Außenquerschnittsfläche, insbesondere die größte Außenquerschnittsfläche, der Transportvorrichtung einer Außenquerschnittsfläche, insbesondere der größten Außenquerschnittsfläche, der Mantelvorrichtung entspricht.
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Es kann jedoch auch vorgesehen sein, dass die Mantelvorrichtung seitlich über die Transportvorrichtung hinausragt, beispielsweise einen um mindestens ungefähr 2 % und/oder höchstens ungefähr 20 % größeren Außendurchmesser aufweist.
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Vorzugsweise weisen die Transportvorrichtung, die Brennkammervorrichtung, die Schubdüsenvorrichtung und/oder die Mantelvorrichtung eine gemeinsame Symmetrieachse und/oder Längsachse auf.
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Die Transportvorrichtung und/oder ein Anbindungselement zur Anbindung der Brennkammervorrichtung und der Schubdüsenvorrichtung an die Transportvorrichtung weisen vorzugsweise einen sich entgegen einer Flugrichtung des Raumflugkörpers verjüngenden Abschnitt auf.
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Aufgrund des sich entgegen der Flugrichtung des Raumflugkörpers verjüngenden Abschnitts ist bezüglich der Flugrichtung des Raumflugkörpers hinter der Transportvorrichtung vorzugsweise ein Bereich geschaffen, in welchem Komponenten des Raumflugkörpers angeordnet werden können, ohne die Aerodynamik des Raumflugkörpers, insbesondere einen Luftwiderstand des Raumflugkörpers beim Flug durch die Atmosphäre, wesentlich negativ zu beeinträchtigen.
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Ferner können der erfindungsgemäße Raumflugantrieb und/oder der erfindungsgemäße Raumflugkörper einzelne oder mehrere der nachfolgend beschriebenen Merkmale und/oder Vorteile aufweisen:
Mittels der Mantelvorrichtung wird vorzugsweise zumindest zeitweise ein Luftstrom dem Schubstrahl zugeführt, dessen Volumenstrom mindestens ungefähr 30%, beispielsweise mindestens ungefähr 50%, und/oder höchstens ungefähr 100%, insbesondere höchstens ungefähr 80%, des Volumenstroms des Schubstrahls beträgt.
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Mittels der Mantelvorrichtung ist vorzugsweise ein Ringkanal gebildet. Der Ringkanal kann beispielsweise aus einem keramischen Material, einem Titanblech und/oder einem kohlenstofffaserverstärkten Kunststoff (CFK) gebildet sein.
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Mittels der Mantelvorrichtung wird vorzugsweise eine Schuberhöhung im zweistelligen Prozentbereich, beispielsweise um mindestens ungefähr 10 %, insbesondere um mehrere Tonnen, ermöglicht.
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Mittels einer Strömungsführung an einer Außenseite der Schubdüsenvorrichtung kann vorzugsweise ein Luftwiderstand bei der Umströmung der Schubdüsenvorrichtung, beispielsweise aufgrund von Kühlrippen auf der Außenseite der Schubdüsenvorrichtung, reduziert werden.
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Mittels der Mantelvorrichtung wird vorzugsweise lediglich eine Ejektorwirkung genutzt.
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Mittels des erfindungsgemäßen Raumflugantriebs kann vorzugsweise ein hoher spezifischer Antriebsimpuls erzielt werden.
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Eine aerodynamisch in manchen Fällen problematische Umströmung der Schubdüsenvorrichtung wird vorzugsweise vermieden und insbesondere zur Schuberhöhung mittels der Mantelvorrichtung genutzt.
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Eine Kanalgeometrie des mittels der Mantelvorrichtung gebildeten Ringkanals wird vorzugsweise so gewählt, dass aerodynamische Verluste minimiert werden.
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Vorzugsweise wird eine Außenströmung an der Schubdüsenvorrichtung zur Schuberhöhung verwendet.
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Mittels des erfindungsgemäßen Raumflugantriebs kann der zur Verfügung stehende Treibstoff besonders effizient genutzt werden, so dass schwere Nutzlasten in einen Orbit um die Erde, zum Mond und/oder zu anderen Planeten transportiert werden können.
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Das erfindungsgemäße Mantelstromprinzip kann grundsätzlich bei sämtlichen Raumflugantrieben verwendet werden, die teilweise für den Flug durch die Atmosphäre genutzt werden. Insbesondere für Raketen, bei welchen ein hoher spezifischer Impuls von Interesse ist, kann der erfindungsgemäße Raumflugantrieb vorteilhaft sein. Vorzugsweise ist dabei eine Schuberhöhung ohne zusätzlichen Treibstoffbedarf möglich.
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Der gewonnene Schub ist vorzugsweise deutlich höher als die Masse der Mantelvorrichtung, so dass trotz der zusätzlichen Mantelvorrichtung eine Nettoschuberhöhung möglich ist, welche direkt zu einer Nutzlasterhöhung des Raumflugkörpers genutzt werden kann.
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Weitere bevorzugte Merkmale und/oder Vorteile der Erfindung sind Gegenstand der nachfolgenden Beschreibung und der zeichnerischen Darstellung von Ausführungsbeispielen.
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In den Zeichnungen zeigen:
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1 einen schematischen Längsschnitt durch eine erste Ausführungsform eines Raumflugkörpers;
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2 eine schematische Darstellung einer Mantelvorrichtung eines Raumflugantriebs des Raumflugkörpers aus 1 zur Illustration der inneren Geometrie der Mantelvorrichtung;
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3 eine der 2 entsprechende schematische Darstellung der Mantelvorrichtung zur Illustration der äußeren Geometrie der Mantelvorrichtung; und
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4 eine der 1 entsprechende schematische Darstellung einer zweiten Ausführungsform eines Raumflugkörpers.
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Gleiche oder funktional äquivalente Elemente sind in sämtlichen Figuren mit denselben Bezugszeichen versehen.
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Eine in den 1 bis 3 dargestellte erste Ausführungsform eines als Ganzes mit 100 bezeichneten Raumflugkörpers 100 umfasst eine Transportvorrichtung 102 zur Aufnahme einer Nutzlast 104, eines Treibstofftanks 106 und eines Oxidatortanks 108.
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Der Raumflugkörper 100 umfasst ferner einen Raumflugantrieb 110 zum Antreiben des Raumflugkörpers 100 in einer Flugrichtung 112 des Raumflugkörpers 100.
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Der Raumflugantrieb 110 umfasst eine Brennkammervorrichtung 114 zur chemischen Umsetzung des Treibstoffs aus dem Treibstofftank 106 mit dem Oxidator aus dem Oxidatortank 108, eine an die Brennkammervorrichtung 114 angrenzende Schubdüsenvorrichtung 116 und eine Mantelvorrichtung 118.
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Der Raumflugantrieb 110 ist insbesondere eine Triebwerkstufe 120 des Raumflugkörpers 100, beispielsweise ein Unterstufentriebwerk oder ein Hauptstufentriebwerk.
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Der Raumflugantrieb 110, insbesondere die Brennkammervorrichtung 114, die Schubdüsenvorrichtung 116 und die Mantelvorrichtung 118 sind entweder unlösbar oder lösbar mit der Transportvorrichtung 102 des Raumflugkörpers 100 verbunden.
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Die Brennkammervorrichtung 114 ist mittels eines Anbindungselements 122 mit der Transportvorrichtung 102 verbunden.
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Das Anbindungselement 122 ist insbesondere als ein sich verjüngender Abschnitt 124 der Transportvorrichtung 102 ausgebildet.
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Zur Befestigung der Mantelvorrichtung 118 sind mehrere Befestigungselemente 126, beispielsweise stabförmige Befestigungselemente 126, vorgesehen, welche die Mantelvorrichtung 118 beispielsweise mit dem Anbindungselement 122 verbinden.
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Die Transportvorrichtung 102, die Brennkammervorrichtung 114, die Schubdüsenvorrichtung 116 und die Mantelvorrichtung 118 sind zumindest näherungsweise rotationssymmetrisch um eine gemeinsame Symmetrieachse 128 ausgebildet, welche zugleich eine Längsachse 130 des Raumflugkörpers 100 bildet.
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Die Brennkammervorrichtung 114, die Schubdüsenvorrichtung 116 und die Mantelvorrichtung 118 sind so dimensioniert, dass diese Vorrichtungen 114, 116, 118 in einer senkrecht zur Längsachse 130 ausgerichteten Querrichtung 132 nicht über die Transportvorrichtung 102 hinausragen.
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Die Brennkammervorrichtung 114, die Schubdüsenvorrichtung 116 und die Mantelvorrichtung 118 sind somit innerhalb einer Außenkontur 134 der Transportvorrichtung 102 angeordnet.
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Die Außenkontur 134 ist dabei insbesondere derjenige Raumbereich, welcher von einem größten Außenquerschnitt der Transportvorrichtung 102 überstrichen wird, wenn dieser längs der Längsachse 130 bewegt wird.
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Die Mantelvorrichtung 118 weist eine der Symmetrieachse 128 zugewandte innere Oberfläche 136 und eine der Symmetrieachse 128 abgewandte äußere Oberfläche 138 auf.
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Ein von der Mantelvorrichtung 118 umgebener Innenraum 140 umfasst vorzugsweise zumindest abschnittsweise die Brennkammervorrichtung 114 und/oder die Schubdüsenvorrichtung 116 sowie einen mittels der Mantelvorrichtung 118 und der Schubdüsenvorrichtung 116 gebildeten Ringkanal 142.
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Die innere Oberfläche 136 der Mantelvorrichtung 118 ist beispielsweise eine Kegelstumpfmantelfläche.
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Die innere Oberfläche 136 der Mantelvorrichtung 118 verjüngt sich insbesondere entgegen der Flugrichtung 112 des Raumflugkörpers 100, so dass eine von der inneren Oberfläche 136 der Mantelvorrichtung 118 umgebene, senkrecht zur Symmetrieachse 128 genommene Innenquerschnittsfläche 144 der Mantelvorrichtung 118 entgegen der Flugrichtung 112 abnimmt.
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Die Innenquerschnittsfläche 144 der Mantelvorrichtung 118 nimmt dabei entgegen der Flugrichtung 112 insbesondere linear ab. Hierdurch können unerwünschte Verwirbelungen auf der Innenseite der Mantelvorrichtung 118, insbesondere in dem Ringkanal 142, verhindert werden.
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Die innere Oberfläche 136 der Mantelvorrichtung 118 bildet somit einen sich verjüngenden Abschnitt 146 der Mantelvorrichtung 118.
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Die äußere Oberfläche 138 der Mantelvorrichtung 118 umfasst einen konstanten Abschnitt 148 und einen sich verjüngenden Abschnitt 150.
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Wie insbesondere 3 zu entnehmen ist, ist eine Außenquerschnittsfläche 152 der Mantelvorrichtung 118 im Bereich des konstanten Abschnitts 148 der äußeren Oberfläche 138 längs oder entgegen der Flugrichtung 112 im Wesentlichen konstant.
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Im Bereich des sich verjüngenden Abschnitts 150 der äußeren Oberfläche 138 der Mantelvorrichtung 118 nimmt die Außenquerschnittsfläche 152 entgegen der Flugrichtung 112 des Raumflugkörpers 100 ab.
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Aufgrund des sich verjüngenden Abschnitts 146 der inneren Oberfläche 136, des sich verjüngenden Abschnitts 150 der äußeren Oberfläche 138 und des konstanten Abschnitts 148 der äußeren Oberfläche 138 weist die Mantelvorrichtung 118 in einem Längsschnitt zumindest näherungsweise eine Dreiecksform auf.
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An einer Außenseite 154 der Schubdüsenvorrichtung 116 weist die Schubdüsenvorrichtung 116 vorzugsweise eine Strömungsführungsvorrichtung 156, beispielsweise mehrere Strömungsleitelemente 158, auf. Mittels solcher Strömungsleitelemente 158 kann vorzugsweise die im Ringkanal 142 geführte Luft gezielt einem mittels der Schubdüsenvorrichtung 116 erzeugten Schubstrahl 160 zugeführt werden. Ferner kann vorzugsweise mittels der Strömungsleitelemente 158 ein Luftwiderstand der Schubdüsenvorrichtung 116 reduziert werden.
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Sowohl ein bezüglich der Flugrichtung 112 vorderes Ende 162 der Mantelvorrichtung 118 als auch ein bezüglich der Flugrichtung 112 hinteres Ende 164 der Mantelvorrichtung 118 laufen vorzugsweise spitz zu, um unerwünschte Luftturbulenzen zu vermeiden.
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Im Betrieb des Raumflugkörpers 100, insbesondere beim Flug durch die Atmosphäre, strömt Luft relativ zu dem Raumflugkörper 100 in einer der Flugrichtung 112 entgegengesetzten Strömungsrichtung 166 an dem Raumflugkörper 100 vorbei.
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Aufgrund des sich verjüngenden Abschnitts 124 der Transportvorrichtung 102 wird dabei eine Luftströmung 168 in den Ringkanal 142, welcher mittels der Mantelvorrichtung 118 gebildet ist, geführt.
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Mittels der Mantelvorrichtung 118, insbesondere mittels des Ringkanals 142, und der Schubdüsenvorrichtung 116 ist diese Luftströmung 168 als Luftmantelstrom dem Schubstrahl 160 zuführbar.
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Die vorstehend beschriebene erste Ausführungsform des Raumflugkörpers 100 funktioniert wie folgt:
Zum Antreiben des Raumflugkörpers 100 mittels des Raumflugantriebs 110 wird in der Brennkammervorrichtung 114 Treibstoff aus dem Treibstofftank 106, beispielsweise Wasserstoff, und Oxidator aus dem Oxidatortank 108, beispielsweise Sauerstoff, verbrannt und in der Schubdüsenvorrichtung 116 zur Erzeugung von Schub entspannt.
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Mittels der Schubdüsenvorrichtung 116 wird somit insbesondere der Schubstrahl 160 erzeugt, welcher durch einen Rückstoßeffekt den Raumflugkörper 100 beschleunigt.
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Beim Flug durch die Atmosphäre wird der Raumflugkörper 100 mit Luft umströmt.
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Insbesondere strömt dabei eine Luftströmung 168 in die Mantelvorrichtung 118, insbesondere in den zwischen der Mantelvorrichtung 118 und der Schubdüsenvorrichtung 116 gebildeten Ringkanal 142, ein.
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Diese Luftströmung 168 wird mittels der Mantelvorrichtung 118 gezielt dem Schubstrahl 160 zugeführt, so dass dem Schubstrahl 160 insbesondere zusätzlicher Sauerstoff zugeführt wird.
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Da der Schubstrahl 160 vorzugsweise unverbrannten Treibstoff, insbesondere Wasserstoff, umfasst, kann die mittels der Mantelvorrichtung 118 zugeführte zusätzliche Luft, insbesondere der zusätzliche Sauerstoff, zur Verbrennung des in dem Schubstrahl 160 enthaltenen Wasserstoffs verwendet werden.
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Diese zusätzliche Verbrennung des in dem Schubstrahl 160 enthaltenen Wasserstoffs führt zu einer besseren Ausnutzung des Treibstoffs, indem dieser nicht unverbrannt durch die Schubdüsenvorrichtung 116 entweicht, sondern zur Schuberhöhung im Schubstrahl 160 nachverbrannt wird.
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Der Raumflugkörper 100 kann somit den zur Verfügung stehenden Treibstoff effizient nutzen. Insbesondere kann durch die Verwendung der Mantelvorrichtung 118 eine Nutzlast mit großer Masse in große Höhen, insbesondere in einen Orbit, zum Mond oder zu anderen Planeten, befördert werden.
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Eine in 4 dargestellte zweite Ausführungsform eines Raumflugkörpers 100 unterscheidet sich von der in den 1 bis 3 dargestellten ersten Ausführungsform im Wesentlichen dadurch, dass die Mantelvorrichtung 118 einen größeren Durchmesser aufweist.
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Insbesondere ist die Mantelvorrichtung 118 bei der in 4 dargestellten zweiten Ausführungsform des Raumflugkörpers 100 so dimensioniert, dass die Außenquerschnittsfläche 152 der Mantelvorrichtung 118 in dem konstanten Abschnitt 148 der äußeren Oberfläche 138 im Wesentlichen der größten Außenquerschnittsfläche der Transportvorrichtung 102 (ohne eventuelle Leitwerke) entspricht.
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Eine äußere Oberfläche 170 der Transportvorrichtung 102 und der konstante Abschnitt 148 der äußeren Oberfläche 138 der Mantelvorrichtung 118 sind dann insbesondere Bestandteile einer Oberfläche der Außenkontur 134 des Raumflugkörpers 100.
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Im Übrigen stimmt die in 4 dargestellte zweite Ausführungsform des Raumflugkörpers 100 hinsichtlich Aufbau und Funktion mit der in den 1 bis 3 dargestellten ersten Ausführungsform überein, so dass auf deren vorstehende Beschreibung insoweit Bezug genommen wird.
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Bezugszeichenliste
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- 100
- Raumflugkörper
- 102
- Transportvorrichtung
- 104
- Nutzlast
- 106
- Treibstofftank
- 108
- Oxidatortank
- 110
- Raumflugantrieb
- 112
- Flugrichtung
- 114
- Brennkammervorrichtung
- 116
- Schubdüsenvorrichtung
- 118
- Mantelvorrichtung
- 120
- Triebwerkstufe
- 122
- Anbindungselement
- 124
- verjüngender Abschnitt
- 126
- Befestigungselement
- 128
- Symmetrieachse
- 130
- Längsachse
- 132
- Querrichtung
- 134
- Außenkontur
- 136
- innere Oberfläche
- 138
- äußere Oberfläche
- 140
- Innenraum
- 142
- Ringkanal
- 144
- Innenquerschnittsfläche
- 146
- sich verjüngender Abschnitt
- 148
- konstanter Abschnitt
- 150
- sich verjüngender Abschnitt
- 152
- Außenquerschnittsfläche
- 154
- Außenseite
- 156
- Strömungsführungsvorrichtung
- 158
- Strömungsleitelement
- 160
- Schubstrahl
- 162
- vorderes Ende
- 164
- hinteres Ende
- 166
- Strömungsrichtung
- 168
- Luftströmung
- 170
- äußere Oberfläche
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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- DE 10325170 A1 [0003, 0003]
