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Die vorliegende Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug, ein Raumfahrzeug oder ein kombiniertes Luft-/Raumfahrzeug, welche Triebwerksvorrichtung in Form einer Kombinationstriebwerksvorrichtung ausgebildet ist und einen Triebwerkseinlass, eine mit dem Triebwerkseinlass fluidwirksam verbundene erste Brennkammer und eine zweite Brennkammer umfasst, wobei die erste Brennkammer in Form einer Staustrahltriebwerksbrennkammer eines Staustrahltriebwerks ausgebildet ist und wobei die zweite Brennkammer in Form einer Raketentriebwerksbrennkammer eines Raketentriebwerks ausgebildet ist, wobei die Triebwerksvorrichtung eine Verdichtungseinrichtung zum Verdichten von durch den Triebwerkseinlass einströmender Luft in Richtung auf die erste Brennkammer hin umfasst, wobei die Verdichtungseinrichtung eine strömungstechnische Ansaugeinrichtung zum Ansaugen von Umgebungsluft durch den Triebwerkseinlass umfasst.
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Ferner betrifft die vorliegende Erfindung ein Luftfahrzeug oder Raumfahrzeug oder kombiniertes Luft-/Raumfahrzeug mit mindestens einer Triebwerksvorrichtung.
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Außerdem betrifft die Erfindung ein Verfahren zum Betreiben einer Triebwerksvorrichtung.
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Staustrahltriebwerksbrennkammern von Staustrahltriebwerken, insbesondere auch als Teil von Kombinationstriebwerksvorrichtungen, können aufgrund ihres konstruktiven Aufbaus erst bei Geschwindigkeiten von etwa der doppelten Schallgeschwindigkeit effizient betrieben werden. Daher ist es insbesondere ein Problem, Staustrahltriebwerksbrennkammern bereits beim Start eines Luftfahrzeugs oder eines kombinierten Luft-/Raumfahrzeugs sowie bei niedrigen Geschwindigkeiten zu nutzen.
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Aus der
US 5 191 761 A sind ein kombiniertes Luft-/Raumfahrzeug sowie ein Triebwerk hierfür bekannt. Die
DE 42 19 037 A1 offenbart ein verbessertes Saugstrahl-Staustrahl-Triebwerk. Die
US 2009 / 0 205 311 A1 befasst sich mit einem Flugkörperantriebssystem gemäß einem kombinierten Zyklus. Aus der
DE 36 44 020 A1 ist ein Gaskompressor für Strahltriebwerke bekannt.
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Es ist daher eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Triebwerksvorrichtung, ein Luftfahrzeug, ein Raumfahrzeug, ein kombiniertes Luft-/Raumfahrzeug und ein Verfahren zum Betreiben einer Triebwerksvorrichtung der eingangs beschriebenen Art so zu verbessern, dass die Triebwerksvorrichtung bei unterschiedlichsten Geschwindigkeiten zuverlässig und effizient betrieben werden kann.
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Diese Aufgabe wird bei einer Triebwerksvorrichtung der eingangs beschriebenen Art erfindungsgemäß dadurch gelöst, dass die Verdichtungseinrichtung eine strömungstechnische Ansaugeinrichtung zum Ansaugen von Umgebungsluft durch den Triebwerkseinlass umfasst und dass die strömungstechnische Ansaugeinrichtung eine Heißgasrückführungseinrichtung umfasst zum Rückführen eines Teils eines aus der Raketentriebwerksbrennkammer ausströmenden Abgasstroms in den Einlassbereich der Staustrahltriebwerksbrennkammer, dass die Triebwerksvorrichtung eine zweite Triebwerkswand (86) und einen Strömungskörper (106) umfasst, dass die zweite Triebwerkswand (86) einerseits die Staustrahltriebwerksbrennkammer (48) und andererseits die Raketentriebwerksbrennkammer (54) mindestens abschnittsweise begrenzt, dass der Strömungskörper (106) die Raketentriebwerksbrennkammer (54) mindestens abschnittsweise begrenzt und dass der Strömungskörper (106) und die zweite Triebwerkswand (86) in Längsrichtung der Triebwerksvorrichtung (10) relativ zueinander bewegbar angeordnet oder ausgebildet sind.
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Eine Triebwerksvorrichtung der eingangs beschrieben Art in der vorgeschlagenen Weise weiterzubilden hat insbesondere den Vorteil, dass die Staustrahltriebwerksbrennkammer bereits beim Start genutzt werden kann, um eine Vorschubkraft für ein Luftfahrzeug zu erzeugen. Die Heißgasrückführungseinrichtung kann insbesondere nach dem Prinzip einer Wasserstrahlpumpe ausgebildet sein und Umgebungsluft durch den Triebwerkseinlass einsaugen. Durch die dabei entstehende Strömung erfolgt eine Verdichtung der einströmenden Luft, so dass die Staustrahltriebwerksbrennkammer effizient betrieben werden kann. In der vorgeschlagenen Weise wird die Raketentriebwerksbrennkammer genutzt, um eine Verdichtung der durch den Triebwerkseinlass einströmenden Luft für die Staustrahltriebwerksbrennkammer zu erreichen. Beispielsweise beim Start des Luftfahrzeugs ist es nicht erforderlich, dass das die Raketentriebwerksbrennkammer eine Vorschubkraft erzeugt. Es ist grundsätzlich ausreichend, diese so zu betreiben, dass der ausströmende Abgasstrom teilweise zur Verdichtung von durch den Triebwerkseinlass einströmender Luft genutzt werden kann. Durch die vorgeschlagene Weiterbildung kann insbesondere auf bewegliche Komponenten zur Verdichtung der einströmenden Luft, wie sie bei Turboluftstrahltriebwerken in Form von Turbokompressoren zum Einsatz kommen, verzichtet werden. Die vorgeschlagene Triebwerksvorrichtung kann daher sehr robust und für unterschiedlichste Betriebsarten und Geschwindigkeitsbereiche ausgelegt werden. Gemäß der Erfindung umfasst die Triebwerksvorrichtung eine zweite Triebwerkswand und einen Strömungskörper, begrenzt die zweite Triebwerkswand einerseits die Staustrahltriebwerksbrennkammer und andererseits die Raketentriebwerksbrennkammer mindestens abschnittsweise, begrenzt der Strömungskörper die Raketentriebwerksbrennkammer mindestens abschnittsweise und sind der Strömungskörper und die zweite Triebwerkswand in Längsrichtung der Triebwerksvorrichtung relativ zueinander bewegbar angeordnet oder ausgebildet sind. Durch eine Veränderung einer Position des Strömungskörpers kann insbesondere ein Düsenhals der Raketentriebwerksbrennkammer beziehungsweise eine Form oder Kontur desselben in gewünschter und definierter Weise variiert werden. So können insbesondere unterschiedliche Betriebsmodi der Raketentriebwerksbrennkammer realisiert werden.
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Günstig ist es, wenn die Verdichtungseinrichtung in Strömungsrichtung stromaufwärts der ersten Brennkammer im Einlaufbereich derselben angeordnet oder ausgebildet ist. Auf diese Weise kann insbesondere sichergestellt werden, dass die zum Betreiben der Staustrahltriebwerksbrennkammer erforderliche Verdichtung einströmender Luft erreicht werden kann.
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Vorteilhaft ist es, wenn die Raketentriebwerksbrennkammer die Staustrahltriebwerksbrennkammer umgebend angeordnet oder ausgebildet ist. Dies ermöglicht insbesondere die Ausbildung eines kompakten Triebwerkseinlasses.
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Alternativ kann es günstig sein, wenn die Staustrahltriebwerksbrennkammer die Raketentriebwerksbrennkammer umgebend angeordnet oder ausgebildet ist. Insbesondere kann so ein kompakter Aufbau der Triebwerksvorrichtung erreicht werden.
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Vorteilhaft ist es, wenn die Raketentriebwerksbrennkammer einen Raketentriebwerksbrennkammerauslass umfasst, welcher derart angeordnet oder ausgebildet ist, dass ein Abgasstrom der Raketentriebwerksbrennkammer in einen der Staustrahltriebwerksbrennkammer nachgeschalteten Staustrahltriebwerksbrennkammerauslassbereich mündet, und wenn der Staustrahltriebwerksbrennkammerauslassbereich ausgebildet ist derart, dass ein Abgasstrom aus der Staustrahltriebwerksbrennkammer darin mit Überschallgeschwindigkeit strömen kann. Eine solche Anordnung ermöglicht es insbesondere, mit dem Abgasstrom aus der Raketentriebwerksbrennkammer den Abgasstrom aus der Staustrahltriebwerksbrennkammer zu stützen und optional auch zu führen.
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Günstig ist es, wenn die Verdichtungseinrichtung ausgebildet ist zum Erzeugen einer Überschallströmung im Bereich eines Staustrahltriebwerksbrennkammereinlasses der Staustrahltriebwerksbrennkammer. Auf diese Weise kann die Staustrahltriebwerksbrennkammer in einem optimalen Arbeitsbereich betrieben werden.
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Vorteilhaft ist es, wenn die Staustrahltriebwerksbrennkammer ausgebildet ist zum Verbrennen eines einströmenden Brennstoff-Sauerstoff-Gemischs, welches mit einer Strömungsgeschwindigkeit durch die Staustrahltriebwerksbrennkammer strömt, die kleiner als die Schallgeschwindigkeit ist. Diese Ausbildung der Staustrahltriebwerksbrennkammer ermöglicht insbesondere einen optimalen und effizienten Betrieb derselben.
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Günstig ist es, wenn die die Triebwerksvorrichtung eine erste Triebwerkswand umfasst, die die Staustrahltriebwerksbrennkammer außenseitig begrenzt und in Längsrichtung der Triebwerksvorrichtung bewegbar angeordnet oder ausgebildet ist. Eine solche erste Triebwerkswand kann insbesondere genutzt werden, um eine Staustrahltriebwerksbrennkammergeometrie zu verändern. Insbesondere kann sie auch genutzt werden, um die Staustrahltriebwerksbrennkammer zu verschließen. Beispielsweise beim Betrieb der Triebwerksvorrichtung im Vakuum, wenn ein Schub ausschließlich durch die Raketentriebwerksbrennkammer erzeugt wird, kann so die Staustrahltriebwerksbrennkammer einfach und vollständig deaktiviert werden.
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Günstig ist es, wenn die Triebwerksvorrichtung eine erste Antriebseinrichtung umfasst zum Bewegen der ersten Triebwerkswand. Insbesondere kann die erste Antriebseinrichtung ausgebildet sein, um die erste Triebwerkswand in einer definierten Stellung zu halten und/oder parallel zur Längsachse der Triebwerksvorrichtung zu bewegen, insbesondere zu verschieben. Mit der Antriebseinrichtung kann so insbesondere ein Betrieb der Staustrahltriebwerksbrennkammer gesteuert werden.
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Vorzugsweise umfasst die Triebwerksvorrichtung eine zweite Antriebseinrichtung zum Bewegen des Strömungskörpers und der zweiten Triebwerkswand relativ zueinander. Durch die zweite Antriebseinrichtung kann beispielsweise der Strömungskörper in Längsrichtung in definierter Weise bewegt und in gewünschten Stellungen relativ zur zweiten Triebwerkswand positioniert und gehalten werden. Wahlweise können der Strömungskörper oder die zweite Triebwerkswand oder der Strömungskörper und die zweite Triebwerkswand relativ zur Triebwerksvorrichtung bewegbar angeordnet oder ausgebildet sein.
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Vorteilhaft ist es, wenn die Triebwerksvorrichtung eine in Bewegungsrichtung weisende Triebwerksspitze aufweist und wenn die Triebwerksspitze in Längsrichtung der Triebwerksvorrichtung bewegbar angeordnet oder ausgebildet ist. Beispielsweise kann die Triebwerksspitze derart angeordnet oder ausgebildet sein, dass sie in einer ersten Stellung einen Auslass der Heißgasrückführungseinrichtung vor oder im Einlassbereich der Staustrahltriebwerksbrennkammer verschließt. Durch eine Bewegung in Längsrichtung der Triebwerksvorrichtung in Bewegungsrichtung kann die Triebwerksspitze optional in eine Position bewegt werden, die einen Austritt rückgeführten Heißgases von der Raketentriebwerksbrennkammer in den Einlassbereich der Staustrahltriebwerksbrennkammer ermöglicht, um durch den Triebwerkseinlass in die Staustrahltriebwerksbrennkammer einströmende Luft in der für den Betrieb der Staustrahltriebwerksbrennkammer erforderlichen Weise zu verdichten. Insbesondere kann die Triebwerksspitze in der beschriebenen Weise quasi als Ventil oder als Teil eines Ventils zum Öffnen und Schließen eines Heißgasströmungskanals genutzt werden.
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Auf einfache Weise lässt sich die Triebwerksspitze bewegen, wenn die Triebwerksvorrichtung eine dritte Antriebseinrichtung umfasst zum Bewegen der Triebwerkspitze. So lässt sich insbesondere die von der Verdichtungseinrichtung umfasste strömungstechnische Ansaugeinrichtung in gewünschter Weise steuern und gegebenenfalls auch regeln.
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Ferner ist es vorteilhaft, wenn die Triebwerksvorrichtung eine Kühlungseinrichtung zum Kühlen der ersten und/oder der zweiten Triebwerkswand und/oder des Strömungskörpers umfasst. Mit einer Kühlungseinrichtung kann insbesondere verhindert werden, dass sich eine oder mehrere der genannten Komponenten der Triebwerksvorrichtung zu stark erhitzen und dadurch beschädigt werden können.
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Vorteilhaft ist es, wenn die Kühlungseinrichtung eine Transpirationskühleinrichtung und/oder eine Regenerativkühlungseinrichtung umfasst. Mit derartigen Kühleinrichtungen lassen sich insbesondere Triebwerkswände und Komponenten der Triebwerksvorrichtung, die im Bereich der Brennkammern angeordnet sind, optimal kühlen.
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Günstig ist es, wenn die Triebwerksvorrichtung eine Steuerungseinrichtung umfasst zum Ansteuern, insbesondere zum Aktivieren und Deaktivieren, der ersten Brennkammer und/oder der zweiten Brennkammer und/oder der Verdichtungseinrichtung und/oder der ersten und/oder zweiten und/oder dritten Antriebseinrichtung und/oder der Kühlungseinrichtung. Die Steuerungseinrichtung ermöglicht es so, insbesondere einen Betrieb der Triebwerksvorrichtung in gewünschter Weise zu steuern, und zwar durch Ansteuern aktiver Komponenten desselben, um einen Betrieb der Triebwerksvorrichtung unter unterschiedlichen Bedingungen, beispielsweise beim Start, bei sehr hohen Geschwindigkeiten oder im Vakuum, jeweils in optimaler Weise zu ermöglichen.
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Die eingangs gestellte Aufgabe wird ferner bei einem Luftfahrzeug oder Raumfahrzeug oder kombinierten Luft-/Raumfahrzeug der eingangs beschriebenen Art erfindungsgemäß dadurch gelöst, dass die Triebwerksvorrichtung in Form einer der oben beschriebenen Triebwerksvorrichtungen ausgebildet ist.
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Ein Luftfahrzeug oder Raumfahrzeug oder kombiniertes Luft-/Raumfahrzeug, das mit einer solchen Triebwerksvorrichtung ausgestattet ist, weist dann ebenfalls die oben in Verbindung mit bevorzugten Ausführungsformen von Triebwerksvorrichtungen beschriebenen Vorteile auf.
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Die eingangs gestellte Aufgabe wird ferner erfindungsgemäß durch ein Verfahren zum Betreiben einer Triebwerkseinrichtung mit den Merkmalen des Anspruchs 15 gelöst.
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In der beschriebenen Weise kann eine Verdichtung insbesondere für die Staustrahltriebwerksbrennkammer ohne bewegliche Komponenten, wie sie beispielsweise bei einem Turbokompressor für ein Turboluftstrahltriebwerk benötigt werden, betrieben werden. Insbesondere kann so eine Triebwerksvorrichtung mit einer Staustrahltriebwerksbrennkammer auch beim Start und sehr kleinen Geschwindigkeiten betrieben werden, um eine Schubkraft zu erzeugen. Gemäß der Erfindung ist vorgesehen, dass zum Betreiben der Triebwerksvorrichtung bei einer Geschwindigkeit von etwa der doppelten Schallgeschwindigkeit die Verdichtungseinrichtung deaktiviert wird, wenn die Staustrahltriebwerksbrennkammer betrieben wird zum Erzeugen einer Vortriebskraft und wenn die Raketentriebwerksbrennkammer deaktiviert oder mit einer geringen Leistung betrieben wird. Im Bereich der angegebenen Geschwindigkeit kann die Staustrahltriebwerksbrennkammer mit sehr hoher Effizienz betrieben werden. Insbesondere zur Einsparung von Treibstoff kann die Raketentriebwerksbrennkammer deaktiviert werden.
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Vorteilhaft ist es, wenn zum Betreiben der Triebwerksvorrichtung im Vakuum mit einer Geschwindigkeit, die sehr viel größer als die Schallgeschwindigkeit ist, die Verdichtungseinrichtung und die Staustrahltriebwerksbrennkammer deaktiviert werden und wenn die Raketentriebwerksbrennkammer aktiviert wird zum Erzeugen einer Vortriebskraft. Die als Kombinationstriebwerksvorrichtung ausgebildete Triebwerksvorrichtung kann in der beschriebenen Weise im Vakuum optimiert betrieben werden, wenn ausschließlich die Raketentriebwerksbrennkammer aktiviert wird zum Erzeugen einer Vortriebskraft.
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Günstig ist es, wenn die erste Triebwerkswand in eine in Strömungsrichtung maximal in Richtung auf den Raketentriebwerksauslass verschobene Stellung bewegt wird zum Verschließen eines Einlasses der Staustrahltriebwerksbrennkammer. So kann insbesondere eine Aerodynamik der Triebwerksvorrichtung verbessert werden. Insbesondere kann so ein besserer Konturübergang im Bereich eines Austritts der Raketentriebwerksbrennkammer erreicht werden oder zusätzlich als Außenbrennkammer genutzt werden.
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Vorteilhaft ist es, wenn der Strömungskörper in Längsrichtung verschoben wird zum Anpassen eines Kontraktionsverhältnisses im Bereich der Raketentriebwerksbrennkammer. So können insbesondere eine Form und eine Größe einer Ringdüse der Raketentriebwerksbrennkammer in gewünschter Weise variiert und eingestellt werden.
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Ferner kann es günstig sein, wenn zum Betreiben der Triebwerksvorrichtung beim Wiedereintritt in die Atmosphäre die Triebwerksspitze in eine entgegen der Bewegungsrichtung maximal ausgelenkte Position bewegt wird. So kann insbesondere in einem vorderen Bereich der Triebwerksvorrichtung eine Filmkühlung an einer Außenhaut derselben erreicht werden.
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Die nachfolgende Beschreibung dient im Zusammenhang mit den Zeichnungen der näheren Erläuterung. Es zeigen:
- 1: eine schematische Schnittansicht eines Ausführungsbeispiels eines Turboluftstrahltriebwerks nach dem Stand der Technik;
- 2: eine schematische Schnittansicht eines Ausführungsbeispiels eines Turbokompressors eines Turboluftstrahltriebwerks nach dem Stand der Technik;
- 3: eine schematische Schnittansicht eines Ausführungsbeispiels einer Kombinationstriebwerksvorrichtung, mit einer Raketentriebwerksbrennkammer und einer Staustrahltriebwerksbrennkammer in einem Betriebsmodus beim Start und in der unteren Atmosphäre mit Geschwindigkeiten sehr viel kleiner als die Schallgeschwindigkeit;
- 4: eine schematische Ansicht der Kombinationstriebwerksvorrichtung aus 3 beim Betrieb mit hohem Schub, insbesondere beim Aufstieg und mit Geschwindigkeiten kleiner als die Schallgeschwindigkeit;
- 5: eine schematische Ansicht der Kombinationstriebwerksvorrichtung aus 3 beim Betrieb in der oberen Atmosphäre mit Geschwindigkeiten größer als die doppelte Schallgeschwindigkeit;
- 6: eine schematische Schnittansicht der Kombinationstriebwerksvorrichtung aus 3 beim Betrieb im Vakuum;
- 7: eine schematische Schnittansicht eines weiteren Ausführungsbeispiels eines Kombinationstriebwerks beim Start und mit Geschwindigkeiten sehr viel kleiner als die Schallgeschwindigkeit;
- 8: eine schematische Schnittansicht der Kombinationstriebwerksvorrichtung aus 7 beim Betrieb mit einer Geschwindigkeit von ungefähr der doppelten Schallgeschwindigkeit;
- 9: eine schematische Schnittansicht der Kombinationstriebwerksvorrichtung aus 7 beim Betrieb im Vakuum;
- 10: eine schematische Schnittansicht der Kombinationstriebwerksvorrichtung aus 7 beim Betrieb im Vakuum;
- 11: eine schematische Schnittansicht der Kombinationstriebwerksvorrichtung aus 7 beim Betrieb im Vakuum;
- 12: eine schematische Schnittansicht der Kombinationstriebwerksvorrichtung aus 7 beim Wiedereintritt in die Atmosphäre;
- 13: eine schematische Darstellung eines Ausführungsbeispiels eines Luftfahrzeugs beziehungsweise eines Raumfahrzeugs beziehungsweise eines kombinierten Luft-/Raumfahrzeugs; und
- 14: eine schematische Darstellung eines Ausführungsbeispiels eines kombinierten Luft-/Raumfahrzeugs;
- 15: eine schematische Darstellung eines Ausführungsbeispiels einer Triebwerksvorrichtung in Form einer Kombinationstriebwerksvorrichtung; und
- 16: eine schematische Darstellung eines Ausführungsbeispiels einer Triebwerksvorrichtung in Form eines Turboluftstrahltriebwerks.
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In 1 ist schematisch ein aus dem Stand der Technik bekanntes Ausführungsbeispiel einer Triebwerksvorrichtung 10 beispielhaft dargestellt. Es ist in Form eines Einstrom-Strahltriebwerks, auch als Turbojet-Triebwerk bezeichnet, ausgebildet.
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Die Triebwerksvorrichtung 10 umfasst eine Gasturbine 12, bei der ausschließlich der Abgasstrahl 14 zum Erzeugen eines Vortriebs genutzt wird. Ein solche Triebwerksvorrichtung 10 hat üblicherweise nur eine einzige Welle 16, durch die die Gasturbine 12 und eine Verdichtungseinrichtung 18, auch als Verdichter bezeichnet, miteinander verbunden sind.
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Mit der Verdichtungseinrichtung 18 wird durch einen Triebwerkseinlass 20 einströmende Luft 22 komprimiert und in Richtung auf die Gasturbine 12 hin gefördert.
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Die Verdichtungseinrichtung 18 umfasst somit bewegliche Teile, nämlich eine je nach Größe und Aufbau unterschiedliche Anzahl von Schaufelkränzen 24. Die Schaufelkränze 24 mit einer Mehrzahl um die Welle 16 angeordneter Verdichterschaufeln 26 bilden rotierende Bauelemente, die stör- und beschädigungsanfällig sind.
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2 zeigt eine schematische Schnittansicht eines Ausführungsbeispiels einer aus dem Stand der Technik bekannten Verdichtungseinrichtung 18 in Form eines Turbokompressors. Wie beschrieben umfasst dieser Turbokompressor eine vorgegebene Anzahl von Schaufelkränzen 24, die hintereinander gestaffelt um eine Längsachse 28 rotierbar auf einer in 2 nicht dargestellten Welle 16 angeordnet sind und jeweils eine Mehrzahl von Verdichterschaufeln 26 umfassen.
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Ein die Verdichtungseinrichtung 18 umgebendes Triebwerksgehäuse 30 verjüngt sich ausgehend vom Triebwerkseinlass 20 in Strömungsrichtung kontinuierlich, so dass durch den Triebwerkseinlass 20 einströmende Luft 22 die Verdichtungseinrichtung 18 im Bereich eines Verdichterauslasses 32 mit einem erhöhten Druck verlässt.
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Ein weiteres Ausführungsbeispiel einer Triebwerksvorrichtung 10 ist schematisch in den 3 bis 6 dargestellt. Sie ist in Form einer Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 ausgebildet und umfasst eine erste Brennkammer 44 in Form einer Strahltriebwerksbrennkammer 46.
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Bei dem in den 3 bis 6 dargestellten Ausführungsbeispiel der Triebwerksvorrichtung 10 ist die Strahltriebwerksbrennkammer 46 in Form einer Staustrahltriebwerksbrennkammer 48 eines Staustrahltriebwerks 50 ausgebildet.
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Die Triebwerksvorrichtung 10 umfasst eine zweite Brennkammer 52, die in Form einer Raketentriebwerksbrennkammer 54 ausgebildet ist.
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Bei dem in den 3 bis 6 dargestellten Ausführungsbeispiel der Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 ist die Raketentriebwerksbrennkammer 54 die Staustrahltriebwerksbrennkammer 48 umgebend angeordnet.
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Die Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 umfasst eine Verdichtungseinrichtung 18. Die Verdichtungseinrichtung 18 definiert einen Triebwerkseinlass 20.
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Ein innerer Querschnitt der Verdichtungseinrichtung 18 verjüngt sich ausgehend vom Triebwerkseinlass 20 in Richtung auf die erste Brennkammer 44 hin.
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Ein Verdichterauslass 32 der Verdichtungseinrichtung 18 mündet in die erste Brennkammer 44 zur Herstellung einer fluidwirksamen Verbindung zwischen der Verdichtungseinrichtung 18 und der ersten Brennkammer 44.
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Die Verdichtungseinrichtung 18 umfasst bei dem in den 3 bis 6 dargestellten Ausführungsbeispiel einer Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 eine strömungstechnische Ansaugeinrichtung 62 zum Ansaugen von Luft 22 aus der Umgebung 60 durch den Triebwerkseinlass 20 hindurch.
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Die strömungstechnische Ansaugeinrichtung 62 umfasst eine Heißgasrückführungseinrichtung 64 zum Rückführen mindestens eines Teils eines aus der Raketentriebwerksbrennkammer 54 ausströmenden Abgasstroms 66 in einen Einlassbereich 68 der Verdichtungseinrichtung 18 und damit auch in die erste Brennkammer 44 hinein.
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Die Heißgasrückführungseinrichtung 64 umfasst einen ersten Strömungskanal 70, welcher die zweite Brennkammer 52 mit einem Heißgaseinlass 72 im Bereich des Triebwerkseinlasses 20 fluidwirksam verbindet. Der Heißgaseinlass 72 ist in Richtung auf den Verdichterauslass 32 hin gerichtet und ermöglicht es dem teilweise rückgeführten Abgasstrom 66a in Richtung auf den Verdichterauslass 32 hin zu strömen.
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Die Heißgasrückführungseinrichtung 64 umfasst ferner einen zweiten Strömungskanal, welcher sich durch einen aus dem Triebwerkseinlass 20 etwas vorstehenden Strömungskörper 76 bis zu einer Spitze 78 desselben erstreckt und in rückwärts, also in Richtung auf den Verdichterauslass 32 hin, gerichtete Auslässe 80 mündet, durch die ein weiterer Teil 66b des Abgasstroms 66 ausströmen kann.
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Die strömungstechnische Ansaugeinrichtung 62 arbeitet nach dem Prinzip einer Wasserstrahlpumpe und dient ebenfalls zum Verdichten der durch den Triebwerkseinlass 20 einströmenden Luft 22.
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Die Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 umfasst eine erste Triebwerkswand 82, welche die zweite Brennkammer 52 in radialer Richtung von der Längsachse 28 weg weisend begrenzt und stromabwärts gerichtet in eine Austrittsdüse 84 der Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 mündet, die sich im Querschnitt glockenartig erweitert.
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Eine zweite Triebwerkswand 86 begrenzt die erste Brennkammer 44 in radialer Richtung von der Längsachse 28 weg weisend und bildet gleichzeitig eine Trennung zur zweiten Brennkammer 52. Die zweite Triebwerkswand 86 definiert stromabwärts der ersten Brennkammer 44 eine Einschnürung 88 mit einer sich daran stromabwärts gerichtet erweiternden Austrittsdüse 90, die sich in die Austrittsdüse 84 hinein eröffnet.
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Die erste Triebwerkswand 82 ist parallel zur Längsachse 28 verschiebbar angeordnet relativ zur zweiten Triebwerkswand 86. Hierfür dient eine erste Antriebseinrichtung 92.
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Die erste Triebwerkswand 82 kann mittels der ersten Antriebseinrichtung 92 in zwei Extremstellungen bewegt werden. Die erste Extremstellung ist schematisch in den 4 und 6 dargestellt. In dieser Stellung ist die erste Triebwerkswand 82 maximal weit in Richtung auf die Verdichtungseinrichtung 18 hin bewegt. In dieser Stellung ist zwischen der ersten Triebwerkswand 82 und der zweiten Triebwerkswand 86 eine Einschnürung 94 ausgebildet, die einen Ringspalt freigibt, welcher einen Auslass der zweiten Brennkammer in die Austrittsdüse 84 hinein eröffnet.
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In der zweiten Extremstellung, die schematisch in 6 dargestellt ist, ist die erste Triebwerkswand 82 relativ in eine bezogen auf die Verdichtungseinrichtung 18 maximal entfernte Position bewegt. In dieser Stellung verschließt die erste Triebwerkswand 82 den Auslass der zweiten Brennkammer 52.
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Die Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 umfasst somit wie beschrieben ein Staustrahltriebwerk 50 sowie ein Raketentriebwerk 98, die einen effizienten Betrieb der Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 bei unterschiedlichsten Geschwindigkeiten ermöglichen, sodass die Kombinationstriebwerksvorrichtung 42, insbesondere für Luftfahrzeuge sowie auch für kombinierte Luft-/Raumfahrzeuge, bereits beim Start ebenso eingesetzt werden kann wie beim Betrieb mit sehr hohen Geschwindigkeiten, insbesondere bei Geschwindigkeiten größer als die doppelte Schallgeschwindigkeit oder beim Betrieb im Vakuum, wenn ein Schub ausschließlich mit dem Raketentriebwerk 98 erzeugt wird.
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Die verschiedenen Betriebsmodi der Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 werden nachfolgend in Verbindung mit den 3 bis 6 näher erläutert.
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In 3 ist schematisch ein Betrieb der Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 am Boden und in der unteren Atmosphäre mit Geschwindigkeiten sehr viel kleiner als Mach 1 dargestellt.
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Das Staustrahltriebwerk 50 ist geöffnet und die erste Triebwerkswand 82 mittels der ersten Antriebseinrichtung 92 in eine Mittelstellung zwischen den beiden oben beschriebenen Extremstellungen bewegt, sodass das Raketentriebwerk 98 mit einer geringen Leistung betrieben werden kann.
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Der Auslass ist hinreichend weit geöffnet, um das Ausströmen des Abgasstroms 66 des Raketentriebwerks 98 in die Austrittdüse 84 hinein zu ermöglichen.
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Zur Vorverdichtung durch den Triebwerkseinlass 20 einströmender Luft 22 aus der Umgebung 60 wird die Heißgasrückführungseinrichtung 64 geöffnet beziehungsweise aktiviert, um Abgasströme 66a und 66b aus dem Heißgasauslass 72 und dem Auslass 80 in Richtung auf den Verdichterauslass 32 in die erste Brennkammer 44 hineinströmen zu lassen.
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Die beschriebene Verdichtungseinrichtung 18 kommt vollständig ohne bewegliche Komponenten aus und ermöglicht den Betrieb des Staustrahltriebwerks 50 der Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 unter den angegebenen Bedingungen.
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Ein gemischter Betrieb des Staustrahltriebwerks 50 und des Raketentriebwerks 98 ist schematisch in 4 dargestellt.
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Die erste Triebwerkswand 82 ist in eine der beiden Extremstellungen bewegt, und zwar derart, dass der Auslass maximal geöffnet ist. Das Raketentriebwerk 98 kann auf diese Weise mit maximalem Schub betrieben werden.
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Die Verdichtungseinrichtung 18, also die von ihr umfasste Heißgasrückführungseinrichtung 64 wird betrieben zum Verdichten von aus der Umgebung 60 einströmender Luft 22 in die erste Brennkammer 44 hinein. Das Staustrahltriebwerk 50 kann so in einem optimalen Leistungsbereich betrieben werden. Der beschriebene Betriebsmodus kommt insbesondere zum Einsatz beim Aufsteigen eines Luft- und/oder Raumfahrzeugs sowie beim Betrieb mit hohem Schub für Geschwindigkeiten kleiner Mach 1.
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Unter den beschriebenen Bedingungen wird die Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 luftatmend betrieben.
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Ein weiterer Betriebsmodus ist schematisch in 5 dargestellt. Die erste Triebwerkswand 82 ist dabei in die andere Extremstellung bewegt, in der der Auslass des Raketentriebwerks 98 verschlossen ist. Das Raketentriebwerk 98 der Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 ist deaktiviert. Es wird ausschließlich das Staustrahltriebwerk 50 betrieben.
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Ein Luft- und/oder Raumfahrzeug kann mit einer Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 in diesem Betriebsmodus luftatmend in der oberen Atmosphäre betrieben werden, insbesondere mit Geschwindigkeiten größer Mach 2.
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Ein vierter Betriebsmodus ist mit der Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 möglich, wenn sie wie schematisch in 6 eingestellt ist. Die erste Triebwerkswand 82 ist wie bei der Stellung in 4 maximal weit in Richtung auf die Verdichtungseinrichtung 18 hin bewegt und der Auslass maximal geöffnet. Das Raketentriebwerk 98 kann mit maximalem Schub betätigt werden.
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Das Staustrahltriebwerk 50 kann entweder deaktiviert sein oder im Raketenmodus betrieben werden. Beim Betrieb im Raketenmodus des Staustrahltriebwerks 50 im Vakuum ist der Einsatz der Verdichtungseinrichtung 18 nicht erforderlich, da in der Umgebung 60 keine verdichtbare Luft vorhanden ist.
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In den 3 bis 6 ist im Detail nicht dargestellt, wie der erste Strömungskanal 70 verschlossen werden kann. Hierzu kann insbesondere eine geeignete Ventileinrichtung vorgesehen sein, die den hohen Abgastemperaturen standhalten kann.
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Ein weiteres Ausführungsbeispiel einer insgesamt mit dem Bezugszeichen 10 bezeichneten Triebwerksvorrichtung ist schematisch in den 7 bis 12 dargestellt. Sie stimmt in ihrem funktionellen Aufbau mit dem in den 3 bis 6 beschriebenen Ausführungsbeispiel der Triebwerksvorrichtung 10 überein. Sie unterscheidet sich jedoch insbesondere in der Anordnung des Staustrahltriebwerks 50 und des Raketentriebwerks 98, die zur Ausbildung einer Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 vorgesehen sind.
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Beim Ausführungsbeispiel der 7 bis 12 ist die Staustrahltriebwerksbrennkammer 48 die Raketentriebwerksbrennkammer 54 umgebend angeordnet beziehungsweise ausgebildet.
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Zur Beschreibung des in den 7 bis 12 dargestellten Ausführungsbeispiels zur Triebwerksvorrichtung 10 werden für identische oder korrespondierende Komponenten und Elemente dieselben Bezugszeichen verwendet, wie sie bereits bei den oben beschriebenen Ausführungsbeispielen von Triebwerksvorrichtungen 10 verwendet wurden.
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Die Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 umfasst einen aerodynamischen Grundkörper 100, welcher rotationssymmetrisch zur Längsachse 28 ausgebildet ist. Entgegen der Strömungsrichtung weist eine Spitze 102.
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Ausgehend von der Spitze 102 durchsetzt den Grundkörper 100 ein erster Strömungskanal 70, welcher mit einem im Querschnitt erweiterten Verteilerraum 104 fluidwirksam verbunden ist. Im Verteilerraum 104 ist parallel zur Längsachse 28 verschiebbar ein Strömungskörper 106 angeordnet, welcher ausgehend von einem in Strömungsrichtung weisenden Ende 108 auf etwa einem Drittel seiner Gesamtlänge zylindrisch ausgebildet ist und sich daran anschließend bis zu einem in Strömungsrichtung gerichteten Ende 110 konisch verjüngt.
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Der zylindrische Abschnitt des Strömungskörpers 106 trennt den Verteilerraum 104 fluiddicht oder im Wesentlichen fluiddicht von der zweiten Brennkammer 52, die in Form einer Raketentriebwerksbrennkammer 54 ausgebildet ist. Die zweite Brennkammer 52 wird von der Längsachse 28 in radialer Richtung durch die zweite Triebwerkswand 86 begrenzt, die sich ausgehend von einem in Richtung der Austrittsdüse 84 der Triebwerksvorrichtung 10 weisenden Ende 112 bis zu einer Einschnürung 88 verjüngt und danach in Strömungsrichtung erweitert.
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Die zweite Brennkammer 52 definiert in Verbindung mit dem Strömungskörper 106 einen Ringraum, welcher sich im Querschnitt in Richtung auf die Einschnürung 88 verjüngt.
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Die zweite Brennkammer 52 und der Verteilerraum 104 sind fluidwirksam mittels den Strömungskörper 106 durchsetzenden Kanälen 114 verbunden.
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Die Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 umfasst ferner eine erste Triebwerkswand 82, die parallel zur Längsachse 28 verschiebbar angeordnet beziehungsweise ausgebildet ist und ein entgegen der Strömungsrichtung weisendes Ende 116 aufweist, welches einen Triebwerkseinlass 20 des Staustrahltriebwerks 50 definiert. Die Staustrahltriebwerksbrennkammer 48 des Staustrahltriebwerks 50 ist einerseits im Bereich des Verteilerraums 104 sowie bis zum Düsenende 118 des Raketentriebwerks 98 vom Strömungskörper 106 begrenzt. Andererseits ist die erste Brennkammer 44 außenseitig begrenzt durch die erste Triebwerkswand 82, die sich im Querschnitt bezogen auf die Längsachse 28 ausgehend vom Ende 116 zunächst erweitert und dann bis zu einer Einschnürung 88 im Querschnitt kontinuierlich und stetig verjüngt. Ausgehend von der Einschnürung 88 erweitert sich die erste Triebwerkswand und bildet die Austrittsdüse 84 bis zu deren in Strömungsrichtung weisendem Ende 120.
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Die Treibwerksvorrichtung 10 umfasst ferner eine Triebwerksspitze 122, welche entgegen der Strömungsrichtung vor der Spitze 102 des Strömungskörpers 106 angeordnet ist. Die Triebwerksspitze 122 weist eine kegelförmige Außenfläche 124 auf, die sich ausgehend von einer vom Strömungskörper 106 weg weisenden Spitze 126 bis zu einer in Strömungsrichtung weisenden Kante 128 erstreckt.
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Die Triebwerksspitze 122 ist so dimensioniert, dass die Kante 128 unabhängig von einem Betriebsmodus der Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 stets entgegen der Strömungsrichtung vor dem Ende 116 der ersten Triebwerkswand 82 angeordnet ist.
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Die Triebwerksspitze 122 weist ferner eine in Strömungsrichtung weisende Spitze auf, die etwas in den ersten Strömungskanal 70 hineinragt und symmetrisch zur Längsachse 28 ausgebildet ist. Die Spitze 126 ist in Strömungsrichtung weisend von einer gekrümmten Umlenkfläche 130 begrenzt, die zusammen mit einer von der Spitze 102 definierten Außenfläche 132 einen Heißgasauslass 72 begrenzt.
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Die Triebwerksvorrichtung 10 umfasst ferner, wie schematisch in 15 dargestellt, eine erste Antriebseinrichtung 134 zum Bewegen der ersten Triebwerkswand 82, eine zweite Antriebseinrichtung 136 zum Bewegen des Strömungskörpers 106 und der zweiten Triebwerkswand 86 relativ zueinander, und eine dritte Antriebseinrichtung 138 zum Bewegen der Triebwerksspitze 122 parallel zur Längsachse 28.
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Optional umfasst die Triebwerksvorrichtung 10 wie schematisch in 15 dargestellt eine Kühlungseinrichtung 142 zum Kühlen der ersten Triebwerkswand 82 und/oder der zweiten Triebwerkswand 86 und/oder des Strömungskörpers 106.
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Die Triebwerksvorrichtung 10 umfasst ferner eine Steuerungseinrichtung 140 zum Ansteuern, insbesondere zum Aktivieren und Deaktivieren, der ersten Brennkammer 44, der zweiten Brennkammer 52, der Verdichtungseinrichtung 18, der ersten Antriebseinrichtung 134, der zweiten Antriebseinrichtung 136, der dritten Antriebseinrichtung 138 sowie der optionalen Kühlungseinrichtung 142. Die Steuerungseinrichtung 140 ist über entsprechende Steuerleitungen steuerungswirksam mit den genannten Komponenten verbunden.
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Die zweite Antriebseinrichtung 136 der Triebwerksvorrichtung 10 zum Bewegen des Strömungskörpers 106 mit seinem Ende 108 auf eine in Strömungsrichtung weisende Endfläche 144 des Verteilerraums 104 hin und von dieser weg ist bei dem Ausführungsbeispiel der 7 bis 12 lediglich schematisch eingezeichnet.
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Das Ausführungsbeispiel der Triebwerksvorrichtung 10, das in den 7 bis 12 dargestellt ist, umfasst ferner eine Verdichtungseinrichtung 18. Diese ist in Form einer strömungsmechanischen Ansaugeinrichtung 62 ausgebildet.
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Sie umfasst eine Heißgasrückführungseinrichtung 64, welche die Kanäle 114, den Verteilerraum 104, den ersten Strömungskanal 70 sowie den Heißgasauslass 72 umfasst. Die Heißgasrückführungseinrichtung 64 ermöglicht es, aus dem Abgasstrom 66 des Raketentriebwerks 98 einen Teil, nämlich den Abgasstrom 64a, in den Bereich des Triebwerkseinlasses 20 zurückzuführen, um aus der Umgebung 60 der Triebwerksvorrichtung 10 einströmende Luft 22 zu verdichten.
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Die Funktionsweise der Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 wird nachfolgend in Verbindung mit den 7 bis 12 näher erläutert.
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7 zeigt eine Konfiguration der Triebwerkvorrichtung 10 beim Start, also bei einer Geschwindigkeit von null oder nahe null.
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Die Triebwerkspitze 122 ist maximal weit entgegen der Strömungsrichtung vom Grundkörper 100 weg bewegt. Der Heißgasauslass 72 ist damit maximal weit geöffnet.
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Der maximal weit entgegen der Strömungsrichtung bewegte Strömungskörper 106 füllt den Verteilerraum 104 im Wesentlichen vollständig aus, so dass die Kanäle 114 direkt in den ersten Strömungskanal 70 münden.
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Vom Ende 112 werden in nicht näher dargestellter Weise Brennstoff und Oxidationsmittel in die Raketentriebwerksbrennkammer 54 eingespritzt und das Raketentriebwerk 98 betrieben.
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Zur Vermeidung einer Überhitzung der zweiten Triebwerkswand 86 wird diese gekühlt, beispielsweise mit der Kühlungseinrichtung 142, die in Form einer Transpirationskühlungseinrichtung ausgebildet sein kann.
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Das Raketentriebwerk 98 wird in der in 7 dargestellten Anordnung ausschließlich zu dem Zweck betrieben, um Heißgas bereitzustellen zum Verdichten von durch den Triebwerkseinlass 20 in die erste Brennkammer 44 einströmender Luft 22. Dies wird mittels des Abgasstroms 66a erreicht, der aus dem Heißgasauslass 72 austritt und nach dem Prinzip der Wasserstrahlpumpe Luft 22 aus der Umgebung verdichtet und durch den Triebwerkseinlass 20 in die Staustrahltriebwerksbrennkammer 48 des Staustrahltriebwerks 50 einleitet. Durch diese Verdichtung kann das Staustrahltriebwerk 50 auch beim Start effizient betrieben werden.
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Zum Erzeugen eines Schubs wird in nicht näher dargestellter Weise Treibstoff in die erste Brennkammer 44 eingespritzt, der mit der verdichteten Luft 22 reagiert.
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Wie in 7 zu erkennen, ist die erste Triebwerkswand 82 maximal weit entgegen der Strömungsrichtung bewegt, sodass der Triebwerkseinlass 20 maximal weit geöffnet ist und die Austrittsdüse 90 ebenfalls. Beim Start werden also sowohl das Staustrahltriebwerk 50 als auch das Raketentriebwerk 98 parallel betrieben.
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8 zeigt schematisch die Konfiguration der Triebwerksvorrichtung 10 im atmosphärischen Flug mit Geschwindigkeiten von ungefähr Mach 2.
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Der Strömungskörper 106 ist maximal weit in Strömungsrichtung bewegt und verschließt die zweite Brennkammer 52. Das Raketentriebwerk 98 ist in diesem Betriebsmodus deaktiviert. Schub wird ausschließlich mit dem Staustrahltriebwerk 50 generiert.
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Die Triebwerksspitze 122 ist maximal weit in Strömungsrichtung bewegt, sodass der Heißgaseinlass 72 durch die an der Außenfläche 132 anliegende Kante 128 verschlossen ist. Die Verdichtungseinrichtung 18 ist dadurch deaktiviert. Sie ist bei der angegebenen Geschwindigkeit auch nicht zwingend erforderlich. Ein Luft- und/oder Raumfahrzeug kann somit ausschließlich durch die Wirkung des Staustrahltriebwerks 50 bewegt werden.
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In 9 ist schematisch die Konfiguration der Triebwerksvorrichtung 10 beim Betrieb derselben im Vakuum mit einer Geschwindigkeit sehr viel größer Mach 2 schematisch dargestellt.
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Das Staustrahltriebwerk 50 ist deaktiviert. Ebenso ist die Verdichtungseinrichtung 18 deaktiviert durch Verschließen des Heißgaseinlasses 72 wie in Verbindung mit 8 erläutert. Der Strömungskörper 106 ist maximal weit entgegen der Strömungsrichtung verschoben und öffnet so die zweite Brennkammer 52, dass der Abgasstrom 66 zum Erzeugen des gewünschten Vorschubs aus dem Düsenende 118 aus- und in die Austrittsdüse 84 eintreten kann.
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Die erste Triebwerkswand 82 ist immer noch maximal weit entgegen der Strömungsrichtung bewegt, sodass der Triebwerkseinlass 20 des Staustrahltriebwerks 50 geöffnet ist.
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In 10 ist schematisch eine gegenüber der in 9 dargestellten Konfiguration leicht veränderte Konfiguration der Triebwerksvorrichtung 10 dargestellt.
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Die erste Triebwerkswand 82 ist maximal weit in Strömungsrichtung bewegt, sodass das ringförmige Ende 116 der ersten Triebwerkswand 82 am Grundkörper 100 außen anliegt und den Triebwerkseinlass 20 verschließt. Dadurch wird auch die Austrittsdüse 90 des Staustrahltriebwerks 50 verschlossen. Das Düsenende 118 liegt direkt im Eingangsbereich der Austrittsdüse 84 an, wodurch ein besserer Konturübergang vom Raketentriebwerk 98 in die Austrittsdüse 84 hinein erreicht wird.
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Die beschriebene Konfiguration ist ebenfalls geeignet zum Betrieb der Triebwerksvorrichtung 10 im Vakuum bei Geschwindigkeiten, die sehr viel größer als Mach 2 sind.
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Optional kann bei der Konfiguration, die schematisch in 10 dargestellt ist, das Staustrahltriebwerk 50 zusätzlich betrieben und als sogenannte Außenkammer des Raketentriebwerks 98 genutzt werden. Voraussetzung dafür ist jedoch, dass die Austrittsdüse 90 des Staustrahltriebwerks 50 mindestens teilweise geöffnet ist, um einen aus dem Staustrahltriebwerk 50 austretenden Abgasstrom in die Austrittsdüse 84 einleiten zu können.
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Beim Betreiben der Triebwerksvorrichtung 10 im Vakuum kann optional, wie in der in 11 schematisch dargestellten Konfiguration der Triebwerksvorrichtung, der Strömungskörper 106 etwas entgegen der Strömungsrichtung verschoben werden. Auf diese Weise lässt sich ein Kontraktionsverhältnis des Raketentriebwerks 98, das wie beschrieben eine ringförmige zweite Brennkammer 52 umfasst, in gewünschter Weise anpassen.
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Optional könnte bei der in 11 dargestellten Konfiguration auch die erste Triebwerkswand 82 etwas verschoben werden, um insgesamt eine Höhenanpassung zu erreichen.
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12 zeigt eine Konfiguration der Triebwerksvorrichtung 10 beim Wiedereintritt aus dem Vakuum in die Atmosphäre. Die Triebwerksspitze 122 ist dabei etwas entgegen der Strömungsrichtung vom Grundkörper 100 weg bewegt, sodass der Heißgaseinlass 72 etwas geöffnet ist. Die Heißgasrückführungseinrichtung 64 ermöglicht so das Umströmen einer Außenhaut der Triebwerksvorrichtung 10 zur Kühlung derselben. Die Heißgasrückführungseinrichtung 64 wird auf diese Weise als Filmkühlung der Außenhaut eingesetzt.
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Der Strömungskörper 106 kann in eine für ein gewünschtes Kontraktionsverhältnis optimale Stellung zwischen den beiden Extremstellungen bewegt werden, in denen die Austrittsdüse 90 maximal weit geöffnet oder vollständig geschlossen ist.
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Die beschriebenen Triebwerksvorrichtungen 10 können insbesondere eingesetzt werden, um Luftfahrzeuge anzutreiben.
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13 zeigt schematisch ein Ausführungsbeispiel eines Luftfahrzeugs 148 mit einer Triebwerksvorrichtung 10 sowie einem Tank 150 zum Aufnehmen von Treibstoff. Der Tank 150 ist mit der Triebwerksvorrichtung 10 fluidwirksam über eine Verbindung 152 verbunden.
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Die Steuerungseinrichtung 140 dient zum Steuern der unterschiedlichen Betriebsmodi der Triebwerksvorrichtung 10.
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Die Triebwerksvorrichtung 10 des Luftfahrzeugs 148 kann in Form einer der oben beschriebenen Ausführungsbeispiele von Triebwerksvorrichtungen 10 ausgebildet sein.
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Insbesondere kann es sich bei der Triebwerksvorrichtung 10 um ein reines Staustrahltriebwerk 50 handeln. Zum Betreiben des Staustrahltriebwerks 50, insbesondere bei niedrigen Geschwindigkeiten am Boden und in der Luft, ist eine Verdichtungseinrichtung 18 vorgesehen. Diese kann beispielsweise in Form einer Heißgasrückführungseinrichtung 64 ausgebildet.
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Ein Ausführungsbeispiel eines kombinierten Luft-/Raumfahrzeugs 154 ist schematisch in 14 dargestellt. Es umfasst eine Triebwerksvorrichtung 10 in Form einer Kombinationstriebwerkvorrichtung 42 mit einem Raketentriebwerk 98 und einem Staustrahltriebwerk 50.
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Das Luft-/Raumfahrzeugs 154 umfasst einen Tank 150 für Treibstoff sowie einen weiteren Tank 156 für ein Oxidationsmittel, beispielsweise flüssigen Sauerstoff. Der Tank 156 ist über eine Verbindungsleitung 158 mit der Triebwerksvorrichtung 10 fluidwirksam verbunden. Ebenso ist der Tank 150 über die Verbindungsleitung 152 fluidwirksam mit der Triebwerksvorrichtung 10 verbunden.
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Eine Steuerungseinrichtung 140 dient zum Ansteuern einer oder mehrerer Antriebseinrichtungen 134, 136, 138 oder auch 92, der Verdichtungseinrichtung 18 und/oder der Kühlungseinrichtung 142.
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16 zeigt schematisch ein weiteres Ausführungsbeispiel einer Triebwerksvorrichtung 10. Diese ist nicht als Kombinationstriebwerksvorrichtung ausgebildet. Die Triebwerksvorrichtung 10 ist als Strahltriebwerk 162 ausgebildet und umfasst eine Strahltriebwerksbrennkammer 160.
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Das Strahltriebwerk 160 kann insbesondere als Turboluftstrahltriebwerk 164 ausgebildet werden mit einer Strahltriebwerksbrennkammer 160 in Form einer Turboluftstrahltriebwerksbrennkammer 168.
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Der Turboluftstrahltriebwerksbrennkammer 168 ist optional in Strömungsrichtung stromabwärts eine Heißgasturbine 166 nachgeordnet.
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Die beschriebenen Triebwerksvorrichtungen 10 ermöglichen das Erzeugen einer Schubkraft mit einem Staustrahltriebwerk 50 durch Einsatz einer Verdichtungseinrichtung 18, sodass das Staustrahltriebwerk 50 auch bei sehr kleinen Geschwindigkeiten, insbesondere am Boden effizient betrieben werden kann.
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Die Triebwerksvorrichtung 10 kann wie beschrieben insbesondere als Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 ausgebildet sein und ein Staustrahltriebwerk 50 und ein Raketentriebwerk 98 umfassen.
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Die Verdichtungseinrichtung 18 ist als strömungsmechanische Ansaugeinrichtung 62 ausgebildet.
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Bezugszeichenliste
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- 10
- Triebwerksvorrichtung
- 12
- Gasturbine
- 14
- Abgasstrahl
- 16
- Welle
- 18
- Verdichtungseinrichtung
- 20
- Triebwerkseinlass
- 22
- Luft
- 24
- Schaufelkranz
- 26
- Verdichterschaufel
- 28
- Längsachse
- 30
- Triebwerksgehäuse
- 32
- Verdichterauslass
- 42
- Kombinationstriebwerksvorrichtung
- 44
- erste Brennkammer
- 46
- Strahltriebwerksbrennkammer
- 48
- Staustrahltriebwerksbrennkammer
- 50
- Staustrahltriebwerk
- 52
- zweite Brennkammer
- 54
- Raketentriebwerksbrennkammer
- 60
- Umgebung
- 62
- Ansaugeinrichtung
- 64
- Heißgasrückführungseinrichtung
- 66, 66a, 66b
- Abgasstrom
- 68
- Einlassbereich
- 70
- erster Strömungskanal
- 72
- Heißgaseinlass
- 76
- Strömungskörper
- 78
- Spitze
- 80
- Auslass
- 82
- erste Triebwerkswand
- 84
- Austrittsdüse
- 86
- zweite Triebwerkswand
- 88
- Einschnürung
- 90
- Austrittsdüse
- 92
- erste Antriebseinrichtung
- 94
- Einschnürung
- 98
- Raketentriebwerk
- 100
- Grundkörper
- 102
- Spitze
- 104
- Verteilerraum
- 106
- Strömungskörper
- 108
- Ende
- 110
- Ende
- 112
- Ende
- 114
- Kanal
- 116
- Ende
- 118
- Düsenende
- 120
- Ende
- 122
- Triebwerksspitze
- 124
- Außenfläche
- 126
- Spitze
- 128
- Kante
- 130
- Umlenkfläche
- 132
- Außenfläche
- 134
- erste Antriebseinrichtung
- 136
- zweite Antriebseinrichtung
- 138
- dritte Antriebseinrichtung
- 140
- Steuerungseinrichtung
- 142
- Kühlungseinrichtung
- 144
- Endfläche
- 148
- Luftfahrzeug
- 150
- Tank
- 152
- Verbindungsleitung
- 154
- Luft-/Raumfahrzeug
- 156
- Tank
- 158
- Verbindungsleitung
- 160
- Strahltriebwerksbrennkammer
- 162
- Strahltriebwerk
- 164
- Turboluftstrahltriebwerk
- 166
- Heißgasturbine
- 168
- Turboluftstrahltriebwerksbrennkammer
