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Die vorliegende Erfindung betrifft eine Triebwerksvorrichtung für ein Luftfahrzeug oder ein Raumfahrzeug oder ein kombiniertes Luft-/Raumfahrzeug umfassend einen Triebwerkseinlass, eine mit dem Triebwerkseinlass fluidwirksam verbundene erste Brennkammer und eine Verdichtungseinrichtung zum Verdichten von durch den Triebwerkseinlass einströmender Luft in Richtung auf die erste Brennkammer hin, wobei die Verdichtungseinrichtung eine Detonationsverdichtungseinrichtung und 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, bei welchem Verfahren durch den Triebwerkseinlass einströmende Luft mit einer Verdichtungseinrichtung verdichtet und in die erste Brennkammer eingeleitet wird, wobei die einströmende Luft mit einer von der Verdichtungseinrichtung umfassten Detonationsverdichtungseinrichtung verdichtet wird.
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Triebwerksvorrichtungen der eingangs beschriebenen Art sind beispielsweise in Form von Strahltriebwerken wie beispielsweise Turboluftstrahltriebwerken bekannt. Bei derartigen Turboluftstrahltriebwerken wird die durch den Triebwerkseinlass einströmende Luft durch eine Verdichtungseinrichtung komprimiert und in Richtung auf die erste Brennkammer hin gefördert. Derartige Verdichtungseinrichtungen sind insbesondere in Form von Turbokompressoren ausgebildet. Zusätzlich kann im Bereich des Triebwerkseinlasses ein zusätzliches Gebläse mit sehr großen Schaufelblättern angeordnet sein.
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Turbokompressoren umfassen rotierende Bauelemente und eine Vielzahl von Verdichterschaufeln, die stör- und beschädigungsanfällig sind.
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Aus der
WO 2014 / 018 416 A1 sind ein interner Detonationsantrieb, ein Hybridantrieb mit einem solchen internen Detonationsantrieb sowie Verfahren zum Herstellen und Verwenden derselben bekannt. Die
DE 10 2009 059 223 A1 offenbart ein Steuerungssystem für ein landgeschütztes Einfachzyklus-PDC-Hybridtriebwerk zur Energieerzeugung. Ein kombinierter Puls-Jet- und RAM-Jet-Antrieb ist in der
US 2 677 232 A beschrieben. Ein kombiniertes gepulstes Detonationsverdichtungsturbinentriebwerk ist aus der
EP 1 433 946 A1 bekannt. Ein Detonationstriebwerk und ein mit einem solchen ausgestattetes Flugobjekt sind in der
US 2005 / 0 284 127 A1 offenbart. Ein Triebwerk und Überschallflugzeuge sind in der
CN 1 08 757 179 A beschrieben.
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Es ist daher eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Triebwerksvorrichtung der eingangs beschriebenen Art so zu verbessern, dass ein kompakter Aufbau der Triebwerksvorrichtung bei gleichzeitig ausreichender Verdichtung einströmender Luft möglich ist.
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Diese Aufgabe wird bei einer Triebwerksvorrichtung der eingangs beschriebenen Art erfindungsgemäß dadurch gelöst, dass die strömungstechnische Ansaugeinrichtung eine Heißgasrückführungseinrichtung umfasst zum Rückführen eines Teils eines aus einer Raketentriebwerksbrennkammer ausströmenden Abgasstroms in den Einlassbereich der ersten Brennkammer.
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Die vorgeschlagene Weiterbildung bekannter Triebwerksvorrichtungen ermöglicht es insbesondere, vollständig auf rotierende Komponenten zum Verdichten durch den Triebwerkseinlass der Triebwerksvorrichtung einströmender Luft zum Verdichten derselben zu verzichten. Eine Detonationsverdichtungseinrichtung kann vollständig ohne bewegliche Teile auskommen. Es ist also nicht mehr erforderlich, einen Turbokompressor für ein Turboluftstrahltriebwerk vorzusehen. Die Vorverdichtung einströmender Luft kann ausschließlich mit der Detonationsverdichtungseinrichtung erreicht werden. So kann die Triebwerksvorrichtung insbesondere kompakt ausgebildet werden. Beispielsweise kann eine Baulänge derselben im Vergleich zu bekannten Triebwerksvorrichtungen verkürzt werden. Ferner ist gemäß der Erfindung vorgesehen, dass die Verdichtungseinrichtung eine strömungstechnische Ansaugeinrichtung zum Ansaugen von Umgebungsluft durch den Triebwerkseinlass umfasst. Eine strömungstechnische Ansaugeinrichtung ist zusätzlich zur Detonationsverdichtungseinrichtung vorgesehen und wirkt mit dieser, je nach Ausgestaltung der Triebwerksvorrichtung, in unterschiedlichen Betriebszuständen zusammen. Gemäß der Erfindung ist vorgesehen, dass die strömungstechnische Ansaugeinrichtung eine Heißgasrückführungseinrichtung umfasst zum Rückführen eines Teils eines aus der Raketentriebwerksbrennkammer ausströmenden Abgasstroms in den Einlassbereich der ersten Brennkammer. Mit einer solchen Heißgasrückführungseinrichtung kann insbesondere eine Ansaugung von Luft durch den Triebwerkseinlass beim Start erreicht werden, und zwar nach dem Prinzip einer Wasserstrahlpumpe, wobei mit dieser strömungstechnischen Ansaugeinrichtung gleichzeitig auch eine Verdichtung der einströmenden Luft erreicht werden kann. Insbesondere beim Start der Triebwerksvorrichtung, nämlich insbesondere beim Start beziehungsweise dem Anfahren der Staustrahltriebwerksbrennkammer, ist der Einsatz einer solchen Heißgasrückführungseinrichtung vorteilhaft.
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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 sichergestellt werden, dass die Detonationsverdichtungseinrichtung ausschließlich zur Verdichtung einströmender Luft dient, nicht jedoch zum Erzeugen einer Vorschubkraft. Es soll an dieser Stelle klargestellt werden, dass die Detonationsverdichtungseinrichtung Teil der Triebwerksvorrichtung ist, nicht jedoch desjenigen Teils der Triebwerksvorrichtung, der Vorschubkräfte erzeugt. Die Detonationsverdichtungseinrichtung dient lediglich dem Zweck, der Brennkammer verdichtete Luft zuzuführen, also insbesondere den in Luft enthaltenen Sauerstoff als Oxidationsmittel für die Verbrennung von Treibstoff in der ersten Brennkammer.
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Günstig ist es, wenn die Detonationsverdichtungseinrichtung in Form einer gepulsten Detonationsverdichtungseinrichtung ausgebildet ist. Dies ermöglicht es insbesondere, einströmende Luft gepulst zu verdichten. So kann insbesondere ein gepulster Betrieb der Triebwerksvorrichtung erreicht werden.
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Ferner ist es vorteilhaft, wenn die Detonationsverdichtungseinrichtung in Form einer kontinuierlichen Detonationsverdichtungseinrichtung ausgebildet ist. Mit dieser ist es insbesondere möglich, eine kontinuierliche Verdichtung einströmender Luft zu erreichen. Insbesondere kann die kontinuierliche Detonationsverdichtungseinrichtung in Form einer Rotationsdetonationsverdichtungseinrichtung ausgebildet sein. Eine solche Rotationsdetonationsverdichtungseinrichtung kann kontinuierlich über einen Umfang der Triebwerksvorrichtung im Einlassbereich vor der ersten Brennkammer durch kontinuierliche Detonationen, die über den Umfang umlaufen, durch den Triebwerkseinlass einströmende Luft verdichten und der ersten Brennkammer zuführen.
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Vorteilhaft ist es, wenn die Triebwerksvorrichtung eine Längsachse definiert und wenn die Detonationsverdichtungseinrichtung ausgebildet ist zum Erzeugen einer bezogen auf die Längsachse umlaufenden Detonationswelle. Eine Verdichtung einströmender Luft wird somit umlaufend um die Längsachse erzeugt. Insbesondere kann die Detonationsverdichtungseinrichtung derart angeordnet oder ausgebildet sein, dass einströmende Luft von ihr in Richtung auf die erste Brennkammer hin verdichtet wird.
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Günstig ist es, wenn die Detonationsverdichtungseinrichtung ausgebildet ist zum Erzeugen einer umlaufenden Detonationswelle mit einer Umlauffrequenz in einem Bereich von etwa 10 Hz bis etwa 100 Hz. Denkbar ist es auch, die Detonationsverdichtungseinrichtung mit Umlauffrequenzen von mehr als 100 Hz zu betreiben, insbesondere bis zu 500 Hz. Vorzugsweise wird die Detonationsverdichtungseinrichtung in einem Bereich von etwa 20 Hz bis etwa 40 Hz betrieben. Mit einer solchen Detonationsverdichtungseinrichtung kann die erforderliche Verdichtung einströmender Luft für die Triebwerksvorrichtung in gewünschter Weise erreicht werden.
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Vorteilhaft ist es, wenn die erste Brennkammer in Form einer Strahltriebwerksbrennkammer eines Strahltriebwerks ausgebildet ist. Wie bereits beschrieben kann die Detonationsverdichtungseinrichtung statt einem Turbokompressor bei einem Strahltriebwerk eingesetzt werden, also einem Triebwerk, das eine Strahltriebwerksbrennkammer umfasst.
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Günstig ist es, wenn die Strahltriebwerksbrennkammer in Form einer Turboluftstrahltriebwerksbrennkammer eines Turboluftstrahltriebwerks ausgebildet ist und wenn der Strahltriebwerksbrennkammer in Strömungsrichtung stromabwärts eine Heißgasturbine nachgeordnet ist. Diese Weiterbildung ermöglicht es insbesondere, die vorgeschlagene Triebwerksvorrichtung bei Flugzeugen statt herkömmlicher Turboluftstrahltriebwerke einzusetzen.
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Ferner ist es vorteilhaft, wenn die Strahltriebwerksbrennkammer in Form einer Staustrahltriebwerksbrennkammer eines Staustrahltriebwerks ausgebildet ist. So kann insgesamt eine Triebwerksvorrichtung in Form eines Staustrahltriebwerks ausgebildet werden, bei dem mit der Detonationsverdichtungseinrichtung, insbesondere beim Start und sehr kleinen Geschwindigkeiten, die zum Betrieb des Staustrahltriebwerks erforderliche Verdichtung einströmender Luft erreicht wird.
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Günstig ist es, wenn die Triebwerksvorrichtung in Form einer Kombinationstriebwerksvorrichtung ausgebildet ist und eine zweite Brennkammer umfasst. Eine solche Kombinationstriebwerksvorrichtung ist insbesondere für kombinierte Luft-/Raumfahrzeuge vorteilhaft nutzbar, um für diese erforderliche Vorschubkräfte in unterschiedlichsten Betriebs- und Umgebungsbedingungen zu erreichen.
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Günstig ist es, wenn die zweite Brennkammer die Raketentriebwerksbrennkammer bildet. Mit einer solchen Triebwerksvorrichtung können insbesondere Raumfahrzeuge oder kombinierte Luft-/Raumfahrzeuge im Vakuum betrieben werden, um eine erforderliche Vorschubkraft nach dem Rückstoßprinzip zu erzeugen.
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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. Insgesamt kann so ein sehr kompakter Aufbau der Triebwerksvorrichtung erreicht werden.
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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. Die Steuerungseinrichtung kann insbesondere genutzt werden, um bewegliche Komponenten der Triebwerksvorrichtung anzusteuern, um sie in gewünschte Positionen oder Stellungen zu bringen, die in bestimmten Betriebsmodi der Triebwerksvorrichtung vorteilhaft sind. Insbesondere können auch einzelne Komponenten der Verdichtungseinrichtung, beispielsweise die Detonationsverdichtungseinrichtung und die strömungstechnische Ansaugeinrichtung, in gewünschter Weise angesteuert werden.
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Die eingangs gestellte Aufgabe wird bei einem Luftfahrzeug oder einem Raumfahrzeug oder einem 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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Das Luftfahrzeug beziehungsweise das Raumfahrzeug beziehungsweise das kombinierte Luft-/Raumfahrzeug weist dann die bereits oben in Verbindung mit bevorzugten Ausführungsformen von Triebwerksvorrichtungen beschriebenen Vorteile auf.
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Die eingangs beschriebene Aufgabe wird ferner bei einem Verfahren der eingangs beschriebenen Art erfindungsgemäß dadurch gelöst, dass zum Betreiben einer Kombinationstriebwerksvorrichtung bei Geschwindigkeiten bis zur Schallgeschwindigkeit die strömungstechnische Ansaugeinrichtung und die Detonationsverdichtungseinrichtung aktiviert werden, dass eine Staustrahltriebwerksbrennkammer betrieben wird und dass die Raketentriebwerksbrennkammer mit einer Leistung betrieben wird zum Bereitstellen eines in den Einlassbereich der Staustrahltriebwerksbrennkammer rückführbaren Abgasstroms, welcher teilweise in den Einlassbereich der Staustrahltriebwerksbrennkammer rückgeführt wird zum strömungstechnischen Verdichten einströmender Luft vor der Staustrahltriebwerksbrennkammer, und zum Erzeugen einer Vortriebskraft.
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Auf diese Weise lässt sich eine Triebwerksvorrichtung praktisch ohne rotierende Komponenten zum Verdichten von durch den Triebwerkseinlass einströmender Luft ausbilden. Ferner ist gemäß der Erfindung vorgesehen, dass zum Betreiben der Kombinationstriebwerksvorrichtung bei Geschwindigkeiten bis zur Schallgeschwindigkeit die strömungstechnische Ansaugeinrichtung und die Detonationsverdichtungseinrichtung aktiviert werden, dass die Staustrahltriebwerksbrennkammer betrieben wird und dass die Raketentriebwerksbrennkammer mit einer Leistung betrieben wird zum Bereitstellen eines in den Einlassbereich der Staustrahltriebwerksbrennkammer teilweise rückführbaren Abgasstroms und zum Erzeugen einer Vortriebskraft. Im Geschwindigkeitsbereich bis zur Schallgeschwindigkeit kann somit Schub mit beiden Brennkammern erzeugt werden. Die Raketentriebwerksbrennkammer liefert zudem aus dem Abgasstrahl einen Abgasstrahlteilstrom zum Rückführen in den Einlassbereich der Triebwerksvorrichtung, um eine Verdichtung einströmender Luft für die Staustrahltriebwerksbrennkammer zu erreichen.
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Günstig ist es, wenn die einströmende Luft mit einer von der Verdichtungseinrichtung umfassten strömungstechnischen Ansaugeinrichtung zum Ansaugen von Umgebungsluft durch den Triebwerkseinlass verdichtet wird. Also zusätzlich zur Verdichtung einströmender Luft mit der Detonationsverdichtungseinrichtung kann alternativ oder zusätzlich, je nach Betriebsart der Triebwerksvorrichtung, eine Verdichtung einströmender Luft auch mit einer strömungstechnischen Ansaugeinrichtung verdichtet werden.
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Günstig ist es, wenn zum Betreiben einer Kombinationstriebwerksvorrichtung mit einer ersten Brennkammer in Form einer Staustrahltriebwerksbrennkammer und einer zweiten Brennkammer in Form einer Raketentriebwerksbrennkammer beim Start und bei Geschwindigkeiten sehr viel kleiner als die Schallgeschwindigkeit die strömungstechnische Ansaugeinrichtung und die Detonationsverdichtungseinrichtung aktiviert werden, wenn die Staustrahltriebwerksbrennkammer betrieben wird und wenn die Raketentriebwerksbrennkammer mit verminderter Leistung betrieben wird zum Bereitstellen eines in den Einlassbereich der Staustrahltriebwerksbrennkammer rückführbaren Abgasstroms. Die Raketentriebwerksbrennkammer liefert also beim Start oder bei sehr niedrigen Geschwindigkeiten einen Abgasstrom, der teilweise rückgeführt wird in den Einlassbereich der Kombinationstriebwerksvorrichtung, um eine strömungstechnische Verdichtung einströmender Luft vor der Staustrahltriebwerksbrennkammer zu erreichen.
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Ferner kann es vorteilhaft sein, wenn zum Betreiben der Kombinationstriebwerksvorrichtung bei Geschwindigkeiten oberhalb der zweifachen Schallgeschwindigkeit die strömungstechnische Ansaugeinrichtung deaktiviert wird, wenn die Detonationsverdichtungseinrichtung aktiviert wird, dass die Staustrahltriebwerksbrennkammer betrieben wird und wenn die Raketentriebwerksbrennkammer deaktiviert wird. Oberhalb der zweifachen Schallgeschwindigkeit kann die Kombinationstriebwerksvorrichtung praktisch ausschließlich als Staustrahltriebwerk betrieben werden.
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Außerdem ist es günstig, wenn zum Betreiben der Kombinationstriebwerksvorrichtung im Vakuum die strömungstechnische Ansaugeinrichtung und die Detonationsverdichtungseinrichtung deaktiviert werden, wenn die Staustrahltriebwerksbrennkammer deaktiviert oder im Raketenbetrieb betrieben wird und wenn die Raketentriebwerksbrennkammer betrieben wird zum Erzeugen einer Vortriebskraft. Mit anderen Worten wird im Vakuum die Kombinationstriebwerksvorrichtung vorzugsweise ausschließlich als Raketentriebwerk betrieben. Das Staustrahltriebwerk ist entweder deaktiviert oder wird ergänzend im Raketenbetrieb betrieben. Eine Verdichtungseinrichtung ist beim Einsatz der Triebwerksvorrichtung im Vakuum nicht erforderlich.
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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 Einlassbereichs eines Ausführungsbeispiels einer Triebwerksvorrichtung mit einer Detonationsverdichtungseinrichtung zum Verdichten einströmender Luft;
- 4: eine schematische Darstellung 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;
- 5: eine schematische Ansicht der Kombinationstriebwerksvorrichtung aus 4 beim Betrieb mit hohem Schub, insbesondere beim Aufstieg und mit Geschwindigkeiten kleiner als die Schallgeschwindigkeit;
- 6: eine schematische Darstellung der Kombinationstriebwerksvorrichtung aus 4 beim Betrieb in der oberen Atmosphäre mit Geschwindigkeiten größer als die doppelte Schallgeschwindigkeit;
- 7: eine schematische Schnittansicht der Kombinationstriebwerksvorrichtung aus 4 beim Betrieb im Vakuum;
- 8: eine schematische Schnittansicht eines weiteren 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;
- 9: eine schematische Ansicht der Kombinationstriebwerksvorrichtung aus 8 beim Betrieb mit hohem Schub, insbesondere beim Aufstieg und mit Geschwindigkeiten kleiner als die Schallgeschwindigkeit;
- 10: eine schematische Ansicht der Kombinationstriebwerksvorrichtung aus 8 beim Betrieb in der oberen Atmosphäre mit Geschwindigkeiten größer als die doppelte Schallgeschwindigkeit;
- 11: eine schematische Schnittansicht der Kombinationstriebwerksvorrichtung aus 8 beim Betrieb im Vakuum;
- 12: eine schematische Schnittansicht eines weiteren Ausführungsbeispiels eines Kombinationstriebwerks beim Start und mit Geschwindigkeiten sehr viel kleiner als die Schallgeschwindigkeit;
- 13: eine schematische Schnittansicht der Kombinationstriebwerksvorrichtung aus 12 beim Betrieb mit einer Geschwindigkeit von ungefähr der doppelten Schallgeschwindigkeit;
- 14: eine schematische Schnittansicht der Kombinationstriebwerksvorrichtung aus 12 beim Betrieb im Vakuum;
- 15: eine schematische Schnittansicht der Kombinationstriebwerksvorrichtung aus 12 beim Betrieb im Vakuum;
- 16: eine schematische Schnittansicht der Kombinationstriebwerksvorrichtung aus 12 beim Betrieb im Vakuum;
- 17: eine schematische Schnittansicht der Kombinationstriebwerksvorrichtung aus 12 beim Wiedereintritt in die Atmosphäre;
- 18: eine schematische Schnittansicht eines weiteren Ausführungsbeispiels eines Kombinationstriebwerks beim Start und mit Geschwindigkeiten sehr viel kleiner als die Schallgeschwindigkeit;
- 19: eine schematische Schnittansicht der Kombinationstriebwerksvorrichtung aus 18 beim Betrieb mit einer Geschwindigkeit von ungefähr der doppelten Schallgeschwindigkeit;
- 20: eine schematische Schnittansicht der Kombinationstriebwerksvorrichtung aus 18 beim Betrieb im Vakuum;
- 21: eine schematische Darstellung eines Ausführungsbeispiels eines Luftfahrzeugs beziehungsweise eines Raumfahrzeugs beziehungsweise eines kombinierten Luft-/Raumfahrzeugs; und
- 22: eine schematische Darstellung eines Ausführungsbeispiels eines kombinierten Luft-/Raumfahrzeugs;
- 23: eine schematische Darstellung eines Ausführungsbeispiels einer Triebwerksvorrichtung in Form einer Kombinationstriebwerksvorrichtung; und
- 24: 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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In 3 ist schematisch ein Ausführungsbeispiel einer Verdichtungseinrichtung 18 einer Triebwerksvorrichtung 10 dargestellt. Auf einer Welle 16, die rotationssymmetrisch zur Längsachse 28 der Triebwerksvorrichtung 10 ausgebildet ist, ist innerhalb des Triebwerksgehäuses 30 etwas stromabwärts des Triebwerkseinlasses 20 ein einziger Schaufelkranz 24 mit einer Mehrzahl von Verdichterschaufeln 26 angeordnet rotierbar angeordnet.
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Der Schaufelkranz 24 ist nicht zwingend erforderlich und kann optional auch weggelassen werden. Er dient bei Vorhandensein einer Verbesserung der Einströmung von Luft 22 aus der Umgebung durch den Triebwerkseinlass 20.
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Die Verdichtungseinrichtung 18 des in 3 dargestellten Ausführungsbeispiels umfasst eine Detonationsverdichtungseinrichtung 34, die im Bereich des Triebwerksgehäuses 30 angeordnet ist und ausgerichtet ist zum Erzeugen einer Detonationswelle 36, die in Richtung auf den Verdichterauslass 32 hin gerichtet ist.
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Das in 3 schematisch dargestellte Ausführungsbeispiel der Verdichtungseinrichtung 18 umfasst ferner eine weitere Detonationsverdichtungseinrichtung 38, die der Detonationsverdichtungseinrichtung 34 im Wesentlichen gegenüberliegend angeordnet ist und ausgebildet ist zum Erzeugen einer Detonationswelle 40, die ebenfalls in Richtung auf den Verdichterauslass 32 hin gerichtet ist.
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Die Detonationsverdichtungseinrichtungen 34 und 38 kommen vollständig ohne bewegliche Teile aus. Sie dienen zur Vorverdichtung von durch den Triebwerkseinlass 20 einströmender Luft 22.
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Wird optional auf den Schaufelkranz 24 verzichtet, kann die Vorverdichtung einströmender Luft 22 ausschließlich mit der Detonationsverdichtungseinrichtung 34 erreicht werden. Optional kann zur Erzeugung einer noch höheren Verdichtung die weitere Detonationsverdichtungseinrichtung 38 vorgesehen sein.
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Die Detonationsverdichtungseinrichtungen 34 und 38 sind bezogen auf die Längsachse 28 umlaufend ausgebildet, und zwar einerseits am Triebwerksgehäuse 30 und andererseits an der Welle 16.
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Die Detonationsverdichtungseinrichtungen 34 und 38 sind jeweils ausgebildet zum Erzeugen einer umlaufenden Detonationswelle 36 beziehungsweise 40 mit einer Umlauffrequenz in einem Bereich von etwa 10 Hz bis etwa 100 Hz. Vorzugsweise werden die Detonationsverdichtungseinrichtungen 34 beziehungsweise 38 mit Umlauffrequenzen in einem Bereich von etwa 20 Hz bis etwa 40 Hz betrieben.
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Ein weiteres Ausführungsbeispiel einer Triebwerksvorrichtung 10 ist schematisch in den 4 bis 7 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 4 bis 7 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 4 bis 7 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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In einem Gehäuse 56 der Verdichtungseinrichtung 18 ist in Strömungsrichtung stromabwärts eine Detonationsverdichtungseinrichtung 34 angeordnet mit einem Auslass 58, welcher in Richtung auf einen Verdichterauslass 32 der Verdichtungseinrichtung 18 hin weisend gerichtet ist. Der Verdichterauslass 32 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 Detonationsverdichtungseinrichtung 34 ist ausgebildet zum Erzeugen einer umlaufenden Detonationswelle 36 zum Verdichten von aus einer Umgebung 60 der Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 durch den Triebwerkseinlass 20 einströmender Luft 22.
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Optional oder alternativ umfasst die Verdichtungseinrichtung 18 bei dem in den 4 bis 7 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 Heißgasauslass 72 im Bereich des Triebwerkseinlasses 20 fluidwirksam verbindet. Der Heißgasauslass 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 74, 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 5 und 7 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 96 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 96 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 4 bis 7 näher erläutert.
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In 4 ist schematisch ein Betrieb der Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 am Boden und in der unteren Atmosphäre mit Geschwindigkeiten sehr viel kleiner als Mach 1 schematisch 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 96 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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Optional oder alternativ wird die Detonationsverdichtungseinrichtung 34 aktiviert, um eine möglichst hohe Verdichtung der einströmenden Luft 22 für den Betrieb des Staustrahltriebwerks 50 zu erzeugen.
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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 5 dargestellt.
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Die erste Triebwerkswand 82 ist in eine der beiden Extremstellungen bewegt, und zwar derart, dass der Auslass 96 maximal geöffnet ist. Das Raketentriebwerk 98 kann auf diese Weise mit maximalem Schub betrieben werden.
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Die Verdichtungseinrichtung 18 kann wahlweise mit der Detonationsverdichtungseinrichtung 34 und/oder der Heißgasrückführungseinrichtung 64 betrieben werden 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 Vorschub 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 6 dargestellt. Die erste Triebwerkswand 82 ist dabei in die andere Extremstellung bewegt, in der der Auslass 96 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 7 eingestellt ist. Die erste Triebwerkswand 82 ist wie bei der Stellung in 5 maximal weit in Richtung auf die Verdichtungseinrichtung 18 hin bewegt und der Auslass 96 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 Detonationsverdichtungseinrichtung 34 nicht erforderlich, da in der Umgebung 60 keine verdichtbare Luft vorhanden ist.
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In den 8 bis 11 ist ein weiteres Ausführungsbeispiel einer Triebwerksvorrichtung 10 schematisch dargestellt. Der Übersichtlichkeit wegen sind zur Bezeichnung identischer Komponenten und Elemente in den 8 bis 11 dieselben Bezugszeichen verwendet wie in den 4 bis 7.
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Die Triebwerksvorrichtung 10 stimmt in ihrem Aufbau mit dem in den 4 bis 7 dargestellten Ausführungsbeispiel der Triebwerksvorrichtung 10 nahezu überein. Sie unterscheidet sich lediglich dadurch, dass sie keine Detonationseinrichtung umfasst. Mit anderen Worten umfasst die Verdichtungseinrichtung 18 des in den 8 bis 11 dargestellten Ausführungsbeispiels der Triebwerksvorrichtung 10 lediglich die strömungstechnische Ansaugeinrichtung 62 in Form der Heißgasrückführungseinrichtung 64, um aus dem Abgasstrom 66 die Abgasströme 66a und 66b in den Einlassbereich 68 der Kombinationstriebwerksvorrichtung 42 zurückzuführen, um durch den Triebwerkseinlass 20 einströmende Luft 22 aus der Umgebung 60 zu verdichten.
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Die im Zusammenhang mit den 4 bis 7 beschriebenen Betriebsmodi der Triebwerksvorrichtung 10 entsprechen den Betriebsmodi der Triebwerksvorrichtung 10, die schematisch in den 8 bis 11 dargestellt sind. Auf vorstehende Ausführungen wird daher verwiesen.
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In den 4 bis 11 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 12 bis 17 dargestellt. Sie stimmt in ihrem funktionellen Aufbau mit dem in den 8 bis 11 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 12 bis 17 ist die Staustrahltriebwerksbrennkammer 48 die Raketentriebwerksbrennkammer 54 umgebend angeordnet beziehungsweise ausgebildet.
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Zur Beschreibung des in den 12 bis 17 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 Triebwerksvorrichtung 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 23 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 23 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 12 bis 17 lediglich schematisch eingezeichnet.
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Das Ausführungsbeispiel der Triebwerksvorrichtung 10, das in den 12 bis 17 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 12 bis 17 näher erläutert.
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12 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 ist 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 12 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 nachdem 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 12 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 der Staustrahltriebwerk 50 als auch das Raketentriebwerk 98 parallel betrieben.
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13 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 Heißgasauslass 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 14 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 Heißgasauslasses 72 wie in Verbindung mit 13 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 15 ist schematisch eine gegenüber der in 14 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 15 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 16 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 16 dargestellten Konfiguration auch die erste Triebwerkswand 82 etwas verschoben werden, um insgesamt eine Höhenanpassung zu erreichen.
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17 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 Heißgasauslass 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 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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Ein weiteres Ausführungsbeispiel einer insgesamt mit dem Bezugszeichen 10 bezeichneten Triebwerksvorrichtung ist schematisch in den 18 bis 20 dargestellt. Auch hier werden wiederum identische Bezugszeichen für ähnliche oder identische Elemente und Komponenten verwendet wie bei den bereits oben beschriebenen Ausführungsbeispielen von Triebwerksvorrichtungen 10.
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Das in den 18 bis 20 dargestellte Ausführungsbeispiel stimmt bis auf die Ausgestaltung der ersten Triebwerkswand 82 mit dem in den 12 bis 17 dargestellten Ausführungsbeispiel der Triebwerksvorrichtung 10 überein. Ein Unterschied besteht darin, dass die erste Triebwerkswand 82 über das Ende 116 hinaus entgegen der Strömungsrichtung verlängert ist bis zu einem Wandende 146, das in einem Bereich zwischen der Spitze 102 und der Spitze 126 endet.
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Die Verlängerung der ersten Triebwerkswand 82 dient dazu, eine erste Detonationseinrichtung 34 in der ersten Triebwerkswand 82 anzuordnen, die ausgebildet ist zum Erzeugen einer Detonationswelle 36, die in Richtung auf die erste Brennkammer 44 hin, die durch die Staustrahltriebwerksbrennkammer 48 gebildet wird, gerichtet ist. Alternativ oder zusätzlich kann eine zweite Detonationsverdichtungseinrichtung 38 am Grundkörper 100 ausgebildet sein, die der ersten Detonationsverdichtungseinrichtung 34 im Bereich des Triebwerkseinlasses 20 gegenüberliegend angeordnet ist. Die zweite Detonationsverdichtungseinrichtung 38 ist ausgebildet zum Erzeugen einer Detonationswelle 40, die ebenfalls in Richtung auf die erste Brennkammer 44 hinein gerichtet ist.
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Die Detonationsverdichtungseinrichtungen 34 und 38 bilden zusammen eine Verdichtungseinrichtung 18 zum Verdichten von aus der Umgebung 60 der Triebwerksvorrichtung 10 strömender Luft 22 in die erste Brennkammer 44 hinein.
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Die Verdichtungseinrichtung 18 umfasst ferner die oben im Zusammenhang mit dem Ausführungsbeispiel der Triebwerksvorrichtung 10, das in den 12 bis 17 dargestellt ist, beschriebene Heißgasrückführungseinrichtung 64.
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Wahlweise kann bei dem in den 18 bis 20 dargestellten Ausführungsbeispiel der Triebwerksvorrichtung 10 auch auf die strömungsmechanische Ansaugeinrichtung verzichtet werden, sodass die Verdichtung von Luft 22 aus der Umgebung 60 ausschließlich mit einer oder beiden Detonationsverdichtungseinrichtungen 34 und 38 erfolgt.
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Die Betriebsweise des in den 18 bis 20 dargestellten Ausführungsbeispiels der Triebwerksvorrichtung 10 wird nachfolgend in Verbindung mit den genannten Figuren erläutert.
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18 zeigt schematisch eine Konfiguration der Triebwerksvorrichtung 10 beim Betrieb am Boden oder mit sehr kleinen Geschwindigkeiten im Flug.
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Der Strömungskörper 106 ist so weit in Richtung auf die Endfläche 144 hin bewegt, dass das Raketentriebwerk 98 betrieben werden kann, um einen Teil des Abgasstroms 66, nämlich den Abgasstrom 66a, in den Bereich des Triebwerkseinlasses 20 zurückzuführen, um dem Staustrahltriebwerk 50 hinreichend verdichtete Luft 22 zuzuführen. Um eine noch höhere und effizientere Verdichtung der Luft 22 zu erreichen, werden eine oder beide Detonationsverdichtungseinrichtungen 34 und 38 betrieben.
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Diese sind entweder als gepulste Detonationskompressoren oder als kontinuierliche Detonationskompressoren ausgebildet. Mit ihnen kann Luft 22 aus der Umgebung hocheffizient und ohne bewegliche Komponenten verdichtet werden. Insbesondere ist eine Verdichtung möglich, ohne aufwändig auszubildende Strömungskanäle für eine Heißgasrückführung vorzusehen.
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In 18 ist analog wie in 12 die erste Triebwerkswand 82 maximal weit entgegen der Strömungsrichtung bezogen auf den Grundkörper 100 verschoben, sodass das Staustrahltriebwerk 50 betrieben werden kann, um den eigentlichen Vorschub zu erzeugen.
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Das Raketentriebwerk 98 wird in diesem Modus gedrosselt betrieben. Es liefert im Wesentlichen den Abgasstrom 66a, auch als „Tap-Off Gas“ bezeichnet, für die Ansaugung der Luft 22 im Einlauf, also im Bereich des Triebwerkseinlasses 20. Die beschriebene Vorgehensweise ermöglicht den Betrieb des Staustrahltriebwerks 50 am Boden und bei sehr kleinen Geschwindigkeiten. Es wird durch die Verdichtungseinrichtung 18 mit Luft 22 gespeist. Andernfalls wäre ein Betrieb des Staustrahltriebwerks 50 nicht möglich.
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Die schematisch in 19 dargestellte Konfiguration der Triebwerksvorrichtung 10 zeigt eine Einstellung für den Betrieb bei Geschwindigkeiten von ungefähr Mach 2 oder größer in der Atmosphäre.
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Die Verdichtungseinrichtung 18 muss in diesem Fall nicht mehr betrieben werden. Sie wird deaktiviert. Die Triebwerksspitze 122 ist maximal weit in Richtung auf den Grundkörper 100 hin bewegt, sodass der Heißgasauslass 72 geschlossen ist. Die Detonationsverdichtungseinrichtungen 34 und 38 sind ebenfalls deaktiviert.
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Die erste Triebwerkswand 82 ist wie bei der in 18 dargestellten Konfiguration maximal weit entgegen der Strömungsrichtung bezogen auf den Grundkörper 100 vorgeschoben, um den Eintritt von Luft 22 aus der Umgebung 60 in die erste Brennkammer 44 zu ermöglichen.
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Der Strömungskörper 106 ist maximal weit in Strömungsrichtung bewegt, sodass das Raketentriebwerk 98 sehr stark gedrosselt oder gar nicht betrieben wird. Allenfalls ein schwacher Restbetrieb für eine Expansion eines Abgasstroms 66 aus der Austrittsdüse 90 zur Stabilisierung des aus dem Staustrahltriebwerk 50 austretenden Abgasstroms 66 ist vorgesehen.
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Das Staustrahltriebwerk 50 wird in der dargestellten und beschriebenen Konfiguration eigenständig betrieben. Eine Ansaugung von Luft 22 erfolgt ausschließlich über eine Staudruckwirkung im Bereich des Triebwerkseinlasses 20.
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Die Konfiguration zum Betreiben der Triebwerkseinrichtung 10 im Vakuum ist schematisch in 20 dargestellt.
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Die erste Triebwerkswand 82, die einen Außenmantel der Triebwerksvorrichtung 10 bildet, ist maximal weit in Strömungsrichtung nach hinten verfahren, sodass das Ende 116 am Grundkörper 100 anliegt und den Triebwerkseinlass 20 des Staustrahltriebwerks 50 verschließt. Die Verdichtungseinrichtung 18 ist vollständig deaktiviert.
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Der Strömungskörper 106 ist maximal weit entgegen der Strömungsrichtung verschoben, sodass das Raketentriebwerk 98 mit maximaler Leistung betrieben werden kann. Die Triebwerksspitze 122 ist ebenfalls maximal weit in Strömungsrichtung auf den Grundkörper 100 zubewegt, sodass der Heißgasauslass 72 verschlossen ist.
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Das Staustrahltriebwerk 50 ist deaktiviert. Das Düsenende 118 liegt an der ersten Triebwerkswand 82 an, sodass die Austrittsdüse 90 des Raketentriebwerks 98 in die Austrittsdüse 84 übergeht.
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Die beschriebenen Triebwerksvorrichtungen 10 können insbesondere eingesetzt werden, um Luftfahrzeuge anzutreiben.
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21 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 Verbindungsleitung 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 oder mehrerer Detonationsverdichtungseinrichtungen 34 und 38 ausgebildet sein.
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Ein Ausführungsbeispiel eines kombinierten Luft-/Raumfahrzeugs 154 ist schematisch in 22 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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24 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 162 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 kann wahlweise als strömungsmechanische Ansaugeinrichtung 62 oder als Detonationsverdichtungseinrichtung 34, 38 ausgebildet sein. Insbesondere kann die Verdichtungseinrichtung 18 aber auch beide Arten von Verdichtungseinrichtungen umfassen.
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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
- 34
- Detonationsverdichtungseinrichtung
- 36
- Detonationswelle
- 38
- Detonationsverdichtungseinrichtung
- 40
- Detonationswelle
- 42
- Kombinationstriebwerksvorrichtung
- 44
- erste Brennkammer
- 46
- Strahltriebwerksbrennkammer
- 48
- Staustrahltriebwerksbrennkammer
- 50
- Staustrahltriebwerk
- 52
- zweite Brennkammer
- 54
- Raketentriebwerksbrennkammer
- 56
- Gehäuse
- 58
- Auslass
- 60
- Umgebung
- 62
- Ansaugeinrichtung
- 64
- Heißgasrückführungseinrichtung
- 66, 66a, 66b
- Abgasstrom
- 68
- Einlassbereich
- 70
- erster Strömungskanal
- 72
- Heißgasauslass
- 74
- zweiter Strömungskanal
- 76
- Strömungskörper
- 78
- Spitze
- 80
- Auslass
- 82
- erste Triebwerkswand
- 84
- Austrittsdüse
- 86
- zweite Triebwerkswand
- 88
- Einschnürung
- 90
- Austrittsdüse
- 92
- erste Antriebseinrichtung
- 94
- Einschnürung
- 96
- Auslass
- 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
- 146
- Wandende
- 148
- Luftfahrzeug
- 150
- Tank
- 152
- Verbindungsleitung
- 154
- Luft-/Raumfahrzeug
- 156
- Tank
- 158
- Verbindungsleitung
- 160
- Strahltriebwerksbrennkammer
- 162
- Strahltriebwerk
- 164
- Turboluftstrahltriebwerk
- 166
- Heißgasturbine
- 168
- Turboluftstrahltriebwerksbrennkammer
