DE102021004807A1 - Antriebskonzept zur Kombination von konventionellen Raketentriebwerken und luftatmenden Triebwerken (Heber-Konzept) - Google Patents

Antriebskonzept zur Kombination von konventionellen Raketentriebwerken und luftatmenden Triebwerken (Heber-Konzept) Download PDF

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Abstract

Für die Verbringung von Nutzlasten in den Weltraum sind chemische Raketen per Senkrechtstart bewährt. Der Anteil des Oxidators (z.B. Sauerstoff) an der Gesamtstartmasse beträgt bis zu ca. 75%. Dieser ist mit zu beschleunigen. Für die Nutzlast verbleiben lediglich ca. 1-4% Anteil (Ziel: niedriger Erdorbit). Luftatmende Triebwerke/ Luftatmer (z.B. Unterschall-Staustrahltriebwerke, Ramjets) können bei passenden Anströmgeschwindigkeiten Luftsauerstoff nutzen. Herausfordernd sind geringe Anfangsgeschwindigkeit bei maximaler Startmasse und mit der Höhe stark abnehmende Luftdichte. Luftatmer sind nur bedingt regelbar. Das Konzept soll einen luftatmenden Senkrechtstart ermöglichen und so den verbringbaren Nutzlastanteil erhöhen.Durch Kombination von konventionellen Raketen und Luftatmern (z.B. seitliche Hilfstriebwerke / Booster) kann eine hohe und flexible Anfangsbeschleunigung erreicht werden. Die Hilfstriebwerke können nach Außerbetriebnahme abgetrennt werden. Durch anfänglich zusätzliche Einspeisung von Sauerstoff und zusätzliche Anströmung über Klappen wird zusätzlich Oxidator veränderlich gespeist. Die Klappen sind als Leitsysteme ggf. zusätzlich über Steuersysteme veränderlich. Eine adaptive Geometrie in Leichtbau (z.B. Kissen) ermöglicht die Wandlung der Triebwerksform von Unterschall-Staustrahltriebwerken zu Ramjets.Luft- und Raumfahrt

Description

  • Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung entsprechend dem Oberbegriff des Anspruchs I. Anwendungsgebiet: Luft- und Raumfahrt Tabelle 1: Übersicht relevanter Unterlagen
    Nr. Titel Patentdatum
    EP 1 833 594 B1 KATALYTISCHE VERBRENNUNGSREAKTION 03.08.2005 (Anmeldung) 27.05.2015 (patentiert)
    US 4,644,746 GAS COMPRESSOR FOR JET ENGINE 30.12.1985 (Anmeldung) 24.02.1987 (patentiert)
    US 6,786,040 B2 EJECTOR BASED ENGINES 20.02.2002 (Anmeldung) 07.09.2004 (patentiert)
    US 8,047,472 B1 RAM BOOSTER 06.06.2006 (Anmeldung) 01.11.2011 (patentiert)
    US 9,254,925 B2 AIR INTAKE WITH DOUBLE INLET DOOR 29.09.2012 (Anmeldung) 09.02.2016 (patentiert)
    US 6,786,040 B2 EJECTOR BASED ENGINES 20.02.2002 (Anmeldung) 07.09.2004 (patentiert)
    US 2010/0044504 A1 REAR PROPULSION SYSTEM WITH LATERAL AIR INLETS FOR AN AIRCRAFT WITH SUCH SYSTEM 26.02.2009 (Anmeldung) 25.02.2010 (Veröffentlichung)
    US 2014/0331682 A1 HIGHSPEED-LAUNCH RAMJET BOOSTER 01.11.2013 (Anmeldung) 13.11.2014 (Veröffentlichung)
    US 2019/0390601 A1 AIR INTAKE SYSTEM 13.06:2019 (Anmeldung) 26.12.2019 (Veröffentlichung)
    WO 2008/123868 A2 COMBINED CYCLE MISSILE ENGINE SYSTEM 10.11.2006 (Anmeldung) 16.10.2008 (Veröffentlichung)
    DE 696 20 185 T2 ( EP 0839 309 B1 ) VERFAHREN UND VORRICHTUNG ZUR BEEINFLUSSUNG DER GRENZSCHICHT IN EINEM KONTINUIERLICHEN MEDIUM 19.07.1995 (Priorität) 19.07.1997 (Anmeldung) 27.03.2002 (Veröffentlichung)
    DE 10 2020 006 254.7 Antriebskonzept zur Kombination von konventionellen Raketentriebwerken und luftatmenden Triebwerken 07.10.2020 (Priorität dieser Anmeldung) (gleichnamiger Anmelder)
    DE 10 2020 007 312.3 Scramjet Triebwerkskonzept 01.12.2020 (Anmeldung) (gleichnamiger Anmelder)
    DE 10 2021 000 530.9 Triebwerkskonzept zum Start und Betrieb luftatmender Triebwerkssysteme (z.B. bei Ramjets) durch zusätzlich-variable Einbringung eines Oxidators 03.02.2021 (Anmeldung) (gleichnamiger Anmelder)
    DE 10 2021 000 701.8 Reaktionskonzept für Triebwerke zur katalytischen Beschleunigung der Reaktion und Austrittsgeschwindigkeit bei Reduzierung der Reaktionstemperatur (Treiber-Konzept) 11.02.2021 (Anmeldung) (gleichnamiger Anmelder)
    DE 10 2021 001 272.0 Zündkonzept für Triebwerke und Raketenantriebe: möglichst gerichtete Anregung und Zündung mittels angepasster elektromagnetischer Anregung (z.B. Radiowellen, Mikrowellen, Magnetwellen) und Metallzusätzen (z.B. ferromagnetischer Stoffe und Katalysatoren) zur Erhöhung des energetischen Wirkungsgrades und Schubes 10.03.2021 (Anmeldung) (gleichnamiger Anmelder)
    DE 10 2021 004 141.0 Angepasstes Verfahrenskonzept und Leistungskonzept für Triebwerke (z.B. Raketen, Überschallraketenbrennkammern / Düsentriebwerke), luftatmende Antriebe (z.B. Unterschall-Staustrahltriebwerke, Ramjets, Scramjets, Dualmode, Pulsejets, Detonationstriebwerke, Raketen-Staustrahl-Antriebe), Turbopumpen bzw. Düsen (z.B. Glockendüsen, Aerospikes) 12.08.2021 (Anmeldung) (gleichnamiger Anmelder)
    noch offene Patentanmeldung Adaptives Triebwerkskonzept (z.B. Raketen, Überschallraketenbrennkammem, luftatmende Triebwerke wie z.B. Düsentriebwerke, Unterschall-Staustrahltriebwerken, Ramjets, Scramjets, Dualmode, Pulsejets, Detonationstriebwerke, Raketen-Staustrahl-Antriebe, Laval-/ Düsen) und Strukturkonzept (z.B. für Flugzeuge und Raketen) für flexible und gezielt veränderliche Geometrien noch offene Anmeldung (gleichnamiger Anmelder)
  • Weitere Unterlagen:
    • [1] Reinhard Müller: Luftstrahltriebwerke - Grundlagen, Charakteristiken Arbeitsverhalten, ISBN 978-3-322-90325-9; Vieweg & Sohn Verlagsgesellschaft 1997
    • [2] Wilfried Ley et. AI.: Handbuch der Raumfahrttechnik; 5. überarbeitete Auflage; ISBN: 978-3-446-45429-3; 2019; Carl Hanser Verlag München
    • [3] https://de.wikipedia.org/wiki/Merlin (Raketentriebwerk)
    • [4] https://www.nasa.gov/pdf/64281main DRC-010-039 Ram-Booster.pdf
    • [5] https://www.reactionengines.co.uk
    • [6] Dipl.-Ing. Mirko Hornung (Dissertation): „Entwurf einer luftatmenden Oberstufe und Gesamtoptimierung eines transatmosphärischen Raumtransportsystems“; 07.06.2002; Universität der Bundeswehr München
    • [7] Ernst Messerschmid et al: Raumfahrtsysteme; 4. Auflage, 2011, ISBN 978-3-642-12816-5
    • [8] THE POCKET RAMJET READER; CHEMICAL SYSTEMS DIVISION; 1978
    • [9] Antonella ingenito: Subsonic Combustion Ramjet Design; Springer; 2021; ISBN 978-3-030-66880-8; S. 6
    • [10] Matthias Ziefuß (Seminararbeit): Dual-Bell-Düse; DLR; Deutsches Zentrum für Luft und Raumfahrt e.V. Institut für Raumfahrtantriebe 15.01.2016
  • A - Einleitung
  • Stand der Technik
  • Um von der Erde in den Weltraum zu gelangen ist die Bereitstellung erheblicher Energie in relativ kurzer Zeit erforderlich. Umfassende jahrzehntelange Anstrengungen einiger der begabtesten und ehrgeizigsten Wissenschaftler, Ingenieure und Unternehmer haben überhaupt erst praktikable Lösungen ermöglicht. Das Schwerefeld der Erde, Luftwiderstand und Energieverluste durch Totlasten usw. sind zu überwinden. Für die Verbringung von Nutzlasten in die Erdumlaufbahn und den weiteren Weltraum (z.B. für Satelliten, Raumfahrzeuge, Transportgüter usw.) sind nach derzeitigem Stand der Technik chemische Raketentriebwerkssysteme im Einsatz. Hierbei wird ein Oxidator mitgeführt und ins Triebwerk' eingespeist (z.B. Sauerstoff). Die Masse des Sauerstoffs kann bis zu ca. 75% der Gesamtstartmasse der Rakete umfassen (bzw. des Raumflugkörpers). Für den Brennstoff (z.B. Wasserstoff oder Methan) können weitere 15% der Gesamtstartmasse resultieren. Von der übrigen Gesamtstartmasse verbleiben nach Abzug von Strukturmasse, Triebwerken und Brennstoff für die effektive Nutzlast nur wenige Prozent an der Gesamtstartmasse. Abhängig von Zielorbit, bzw. Zielobjekt sind dies typischerweise für den niedrigen Erdorbit ca. 1 - 4 % der Gesamtstartmasse. Demzufolge sind Raketenstarts teuer, sowie technisch und logistisch anspruchsvoll.
  • Für einen Senkrechtstart in den Orbit mittels luftatmender Triebwerke hat die NASA ein mehrstufiges Konzept patentiert (Patentschrift US 8,047,472 B1 ). Die NASA sucht nach Lizenznehmern [4]. Mit der ersten Stufe soll mit 18 Turbinentriebwerken auf Mach 2,6 beschleunigt und ca. 12 km Höhe erreicht werden. Mit einer möglichen 2. Stufe ist durch 15 wiederverwendbare Ramjets eine Beschleunigung auf ca. Mach 4 bis in ca. 30 km Höhe vorgesehen. In einer weiteren Raketenstufe soll in den Orbit beschleunigt werden. Bezeichnet wird dies als „RAM BOOSTER“-Konzept (Patentschrift US 8,047,472 B1 ).
  • Alternativ wird z.B. nach dem Sänger-Konzept an Horizontalstarts unter Ausnutzung des aerodynamischen Auftriebs mit Unterstützung von luftatmenden Triebwerkssystemen geforscht (z.B. Ramjets, Scramjets). Hierdurch soll u.a. die Masse des benötigten Oxidators reduziert werden. Im nichtzivilen Bereich sind diese Systeme bereits im Einsatz und der Erprobung.
  • Stand der Technik sind Kombinationsantriebe aus Rakete und Staustrahltriebwerken, wie z.B. mit Ramjets. Diese werden in [1] als Raketen-Staustrahl-Antriebe bezeichnet. Hierbei wird z.B. mittig ein Raketentriebwerk im Zwischenkörper des Einlaufes angeordnet. Außenliegend ist ein Einlauf vorgesehen, wie z.B. in der Patentschrift WO 2008/123868 A2 . In der Patentschrift US 4,644,746 ist im Zwischenkörper ein Gasgenerator vorgesehen (supersonisch). Um diesen Zwischenkörper sind Einlaufsysteme geplant. Vorteilhaft in dieser Konzeption ist die erhöhte Geschwindigkeit in der Brennkammer des luftatmenden Triebwerksstromes. Luftatmende Antriebe weisen bei erhöhten Anströmgeschwindigkeiten tendenziell verbesserte Leistungswerte auf, bis zu einem spezifischen Maximum und dann wieder abfallende Leistungswerte.
  • Ein Beispiel für Turboraketen-Staustrahlantriebe und einem Horizontalstart sind SABRE-Triebwerke. Kernbestandteil der Innovation dieser Triebwerke sind spezielle Hochleistungskühler. Für einen einstufigen Horizontalstart mittels luftatmender Triebwerke erfolgt die Entwicklung der SABRE Triebwerke. Diese stellen einen Kombinationsantrieb aus Turbo-Ramjet und alternativ bzw. weiterbeschleunigend mittels Raketenantrieb dar. Offiziell sind die jahrzehntelangen Arbeiten mittlerweile weit fortgeschritten. Das Ziel ist durch Wiederverwendbarkeit die spezifischen Startkosten auf einen Bruchteil gegenüber konventionellen Raketenstarts zu senken. Das zugehörige Projekt für den Raumgleiter „Skylon“ ist vorhanden [5]. Das Antriebskonzept sieht eine Beschleunigung mittels Turbo-Ramjet auf ca. Mach 5,4 in ca. 26 km Höhe vor (Turbinentriebwerk speziell ausgelegt für Hochgeschwindigkeit und Ramjet). Anschließend erfolgt durch eingebaute Raketentriebwerke die erforderliche weitere Beschleunigung in den niedrigen Erdorbit.
  • In der Patentschrift US 2014/0331682 A1 wird zu einem Startsystem von Flugzeugen ausgeführt. Das Startsystem nutzt einen Ramjet. Das System wird als „high-speed-launch ramjet boost“ (HSLRB) bezeichnet. Die Anfangsgeschwindigkeit für das Ramjet wird mit Mach 2,2 +/- 0,2 Mach angegeben (≥ Mach 2, mit Unterstützung jedoch mindestens größer Mach 1,5). Im Einlass ist eine Verstelleinrichtung für den optimalen Druck vorhanden. Gleichzeitig soll so ein thermischer Schock bei zu hohem Brennkammergegendruck vermeiden werden. Hierdurch kann gemäß Patentschrift zwischen Mach 2 und Mach 5,5 ein spezifischer Impuls erreicht werden, welcher dem Drei- bis Vierfachen von klassischen Raketen entspricht. Somit reduzieren sich die Startkosten gemäß Patentschrift.
  • Für Verkehrs-, bzw. Passagierflugzeuge in der Wirtschaftsluftfahrt sind zahlreiche Systeme mit Klappen und Einläufen patentiert, bzw. Stand der Technik. Diese Systeme dienen z.B. Hilfsantrieben im Heck von Flugzeugen um Turbinentriebwerke mit Anströmung zu versorgen. So weist beispielsweise die Patentschrift US 2010/0044504 A1 eine Ausführungsvariante mit versenkbaren und ebenen Einläufen auf. Die Patentschriften US 9,254,925 B2 und US 2019/0390601 A1 führen zu hydraulischen verstellbaren Klappen aus, die mit bzw. ohne zusätzlich verstellbare Querklappen ausgestattet sind. Auch diese Systeme werden eben dargestellt, um z.B. die Verstellbarkeit zu erleichtern. Dies obwohl die nachgeschalteten rotierenden Turbinentriebwerke einen kreisrunden Triebwerkskanal erfordern. Durch diese Systeme kann z.B. zusätzlicher Schub in besonderen Situationen bereitgestellt werden und die Regelung der übrigen Triebwerke entlastet, bzw. deren optimale Auslegung verfeinert werden.
  • Nachteile des Standes der Technik
  • Für Triebwerke ist allgemein bei vollständig gespeistem Betrieb aus mitgeführten Treibstoffkomponenten der hohe Anteil des Treibstoffes an der Gesamtstartmasse, insbesondere der Oxidator, mit zu beschleunigen.
  • Um den Anteil des gespeisten Oxidators zu senken wurden Triebwerkskonzepte aus Kombinationstriebwerken mit luftatmenden Triebwerken entwickelt. Bei besonderen Kombinationstriebwerken mit parallelem Mischbetrieb der Triebwerkskomponenten entstehen im Mischbetrieb Nachteile durch Impulsübertragungen und Reibungen. Diese Nachteile können den möglichen Gesamtwirkungsgrad beeinflussen. Kombinationsantriebe stellen in der Entwicklung und dem Profil gegenüber bausteinartigen unabhängigen Systemen komplexe Anforderungen. Für Höchstleistungen, Zuverlässigkeit und geringe Kosten der Triebwerke sind häufig einfache und unabhängige Systeme vorteilhaft. Die durch Reibung entstehende Wärme kann z.B. eine komplexe Vorkühlung erfordern. Auch ist das jeweilige Triebwerk notwendigerweise komplizierter und ggf. auf eine gleichmäßige Strömung in der Brennkammer durch verlängerte Mischzonen aufwendiger. Diese Systeme sind daher derzeit auf Sonderanwendungen beschränkt [1]. Bei Turboraketen-Staustrahlantrieben sind zusätzlich Turbinen vorhanden. Auch existieren Konzepte für Turboraketen-Strahltriebwerke.
  • Insbesondere luftatmende Triebwerkssysteme sind allgemein nur bedingt regelbar. Um einen variablen Anstrom von Luftmassen möglichst umfassend chemisch zu nutzen und im Triebwerk energetisch möglichst effizient einzuschleusen, bestehen jedoch hohe Anforderungen an die Regelung.
  • Diese Anforderungen bedingen unter anderem:
    • • eine veränderliche Geometrie des Triebwerkskanals und
    • • einen effizienten Mischbereich, sowie
    • • hohe Anforderungen an Zündung und Verbrennung.
  • Dies hat bisher zu entscheidenden Nachteilen für die Auslegung geführt. Leistungsfähige luftatmende Triebwerke sind bisher nur auf einen begrenzten Einsatzbereich eingeschränkt. Zudem bedeuten veränderliche Geometrien häufig komplexe Zusatzsysteme. Daraus resultieren mögliche weitere Nachteile wie zusätzlicher Entwicklungsaufwand, Risiken, Kosten und Gewicht. Auch sind die möglichen Veränderungen der Geometrien begrenzt.
  • Inhomogenitäten bei Zusammenführungen der Strömungen können z.B. entstehen, wenn die Strömungen nur an kleinen Kontaktflächen, bzw. mit unterschiedlichen Vektoren zusammengeführt werden:
    • • im Einlaufsystem mit schräger Einspritzung
    • • im Einlaufsystem bei stark unterschiedlichen Anströmgeschwindigkeiten des Luftmassenstromes und der unterschiedlichen Fluide
  • Kreissymmetrische Triebwerkskonzepte besitzen zwar strömungsmechanische Vorteile bei begrenzten Geschwindigkeiten, sind jedoch gegenüber ebenen Triebwerkskonzepten und Einläufen in der Regelbarkeit begrenzt. Auch sind Stoßsysteme durch Überschalldruckstöße bei kreissymmetrischen Triebwerken eher komplex und nachteilig.
  • Insbesondere ist der Einbau regeltechnischer Komponenten bei kreissymmetrischen Triebwerkskonzepten noch zusätzlich erschwert z.B. bei:
    • • verstellbaren Einläufen
    • • verstellbaren Zwischenkörpern
    • • Klappen
    • • Einbauten
  • Luftatmende Antriebe, einschließlich Unterschall-Staustrahltriebwerken, weisen bei geringen Anströmgeschwindigkeiten, bzw. Verdichtungsverhältnissen und breitem Einsatzbereich einen verschlechterten Ausbrand aus. Die Flexibilität und Leistungsfähigkeit des Zündsystems ist aufgrund der Minimierung des Aufwandes begrenzt.
  • Gemäß [1] sinkt aufgrund der abnehmenden Luftdichte in großen Höhen der Gasdruck bei der Verbrennung. Es können instabile Zustände der Verbrennung entstehen.
  • Insgesamt sind für senkrechtstartende Antriebssysteme in den Orbit luftatmende Antriebssysteme somit durch starke Veränderung der entscheidenden Einflussfaktoren bisher nur sehr eingeschränkt geeignet. Geringe Startgeschwindigkeit, veränderliche Anströmgeschwindigkeit und Dichte des Luftmassenstromes erschweren den wirksamen Einsatz luftatmender Triebwerkssysteme für Senkrechtstarts.
  • Aufgabe der Erfindung
  • Aufgabe der Erfindung ist die Erhöhung des Nutzlastanteiles auf Basis eines möglichst flexiblen und brauchbaren Antriebskonzeptes. Das Antriebskonzept soll verschiedene Betriebsmöglichkeiten zulassen, wie z.B. sowohl als Unterstützungsbetrieb, als auch als Einzelbetrieb des luftatmenden Triebwerkssystems.
  • Lösung der Aufgabe
  • Diese Aufgabe wird durch eine Vorrichtung mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.
  • Im Folgenden werden allgemein mögliche Lösungsansätze beschrieben und verglichen. In den Figuren sind Ausführungsvarianten dargestellt.
  • Allgemein:
  • Folgende Bausteine der Massenströme werden genutzt:
    • • anströmender Luftmassenstrom des Einlaufquerschnittes luftatmender Triebwerke
    • • zusätzliche Anströmung von Luftmassenstrom durch Leitsysteme, ggf. verstellbar mittels Steuereinrichtungen
    • • ggf. zusätzliche Einspeisung eines mitgeführten Oxidators z.B. in Startphase
    • • ggf. Mischbetrieb von Einspeisung und Anströmung
  • Wesentliche technische Parameter zur Erdatmosphäre werden in den Tabellen für die internationale Standardatmosphäre (ISA) [1] erfasst. Diese Tabellen stellen die Parameter in Abhängigkeit der Höhe dar. Demnach nimmt die Dichte der Atmosphäre in den ersten ca. 12 km um ca. 75% ab und beträgt nach ca. 30 km Höhe weniger als 2% der Luftdichte auf Meerespiegelniveau (ca. 1,23 kg/m3). Der Druck nimmt ähnlich mit zunehmender Höhe ab.
  • Daher konzentriert sich dieses Konzept für den luftamtenden Betrieb auf die ersten 30 km, kann allerdings noch darüber hinaus ergänzt werden.
  • Triebwerkssysteme
  • Ein Senkrechtstart stellt aufgrund der notwendigen breiten Verteilung von Geschwindigkeit und Dichte der anströmenden Luft höchste Anforderungen bzw. derzeit technologische Grenzbedingungen an die Regelung und den Betrieb luftatmender Triebwerke. Es sind absolute Einsatzgrenzen der grundsätzlichen Antriebstechnologien vorhanden (2). Triebwerke sind zudem typischerweise für einen begrenzten Einsatzbereich ausgelegt um zuverlässig Höchstleistungen bei möglichst einfacher Bauart zu erzielen. Herausforderungen bestehen sowohl für Einlass, Brennkammer, als auch Düse. Luftatmende Triebwerke sind für bestimmte Geschwindigkeiten und möglichst konstante Flughöhen optimiert (Druck / Temperatur). Um diese Bedingungen zu würdigen wurde z.B. mit der Patentanmeldung 10 2021 000 530.9 und weiteren Patentschriften eine Speisung, bzw. Zusatzeinspritzung eines Oxidators für luftatmende Triebwerke erfasst. Hierdurch soll auch ein Eigenstart von Staustrahltriebwerken per Speisung ermöglicht werden.
  • Um die Effizienz von Triebwerken zu beurteilen wird häufig der spezifische Impuls verwendet. Dieser gibt die Brenndauer an, die das Triebwerk für einen bestimmten Schub mit definierter Brennstoffmenge aufrecht erhalten kann. Das heißt durch höheren spezifischen Schub muss weniger Treibstoff mitgeführt und somit auch weniger Masse mitbeschleunigt werden. Dies ist insbesondere für Raketen bei teilweise über 90% Anteil des Treibstoffes an der Gesamtstartmasse entscheidend. Bei luftatmenden Triebwerken (z.B. Turbinen, Ramjets, Scramjets) ist der spezifische Impuls erheblich höher, da kein Oxidator mit zu berücksichtigen ist. Der spezifische Impuls steigt mit der effektiven Austrittsgeschwindigkeit der ausgestoßenen Masse, da Kraft als Produkt aus Masse und Beschleunigung definiert ist. Die Einheit ist im Deutschen oder metrischen: „Ns/kg“. Im amerikanischen wird mit dem spezifischen Puls die Erdbeschleunigung herausgerechnet (ca. 9,81 m/s2). Die Einheit ist „s“ - bzw. die mögliche Zeitdauer / Brenndauer.
  • Da die Wiederverwendbarkeit künftig voraussichtlich eine wesentliche Eigenschaft der Antriebstechnologie sein wird, werden exemplarisch vergleichbare Leistungsdaten einer Falcon9 Rakete von SpaceX herangezogen. Der spezifische Puls der verwendeten Merlin-Triebwerke beträgt auf Meeresspiegel ca. 311s [2]. Leistungswerte für nicht wiederverwertbare Systeme sind derzeit höher.
  • Für Ramjets werden abhängig des Brennstoffes unterschiedliche spezifische Pulse erreicht. Unter Nutzung von Wasserstoff werden bis zu ca. 3.000 - 4.000 s spezifischer Puls erreicht. Bei Nutzung anderer Brennstoffe, wie z.B. Kerosin (Kohlenwasserstoff), werden mit Ramjets niedrigere spezifische Pulse erreicht. Kerosin benötigt für stöchiometrische Verbrennungen ein Verhältnis von Masse Oxidator zu Masse Brennstoff von ca. 2,5. Dies hat Auswirkungen auf die erforderliche Geschwindigkeit und Querschnittsfläche der Anströmung. Es gibt Brennstoffe mit niedrigerem stöchiometrischen Verhältnis, wie z.B. AZ50 mit einem Verhältnis von 1,3. Auch gibt es Treibstoffkombinationen mit höherem Mischungsverhältnis von Sauerstoff zu Brennstoff, wie z.B. bei Wasserstoff von ca. 4. Hieraus resultiert eine entsprechend zusätzlich erforderliche Anströmung von Luftsauerstoff.
  • Mit dem Heber-Konzept können grundsätzlich auch Turbinentriebwerke erfasst werden. Jedoch werden insbesondere folgende Triebwerke berücksichtigt:
    • • Unterschall-Staustrahltriebwerke (ca. bis Mach 2), luftatmende Triebwerke überwiegend auf Grundlage Ram-Effekt,
    • • Ramjet-Triebwerke für Überschall (ca. Mach 1,5 bis Mach 5),
    • • Dualmode-Ramjet für Überschall und Hyperschall (Überschallverbrennung ca. ab Mach 5)
  • Bei Unterschallstaustrahltriebwerken ist ein spezifischer Puls von mindestens 500 s mit Kohlenwasserstoffen zu erwarten, ab einer Anströmgeschwindigkeit über Mach 0,75 [8] (1). Dies entspricht dem technischen Stand der 1970er Jahre. Modernere luftatmende Triebwerke können z.B. den Ausbrand bei niedrigen Anströmgeschwindigkeiten deutlich steigern [9].
  • Gemäß [1] werden für Ramjets mit Kohlenwasserstoffen bei ca. Mach 2,0 spezifische Pulse in der Spitze von maximal über 2.000 s erreicht (1).
  • Für Scramjets mit ausschließlicher Überschallverbrennung werden geschwindigkeits- und brennstoffabhängig ca. 1.000 s bis maximal 3.000 s erreicht [6].
  • Bevorzugte Geometrien
  • Folgende Methodiken werden verwendet um die Herausforderungen eines Senkrechtstartes mit maximalen Einsatzgrenzen zu bewältigen:
    • • vorzugsweise Nutzung ebener Einlauf
    • • flexible Triebwerksgeometrie - adaptiv, z.B. verschiebbare Brennkammerwände, flexible Einkapselung von Kammern, Verwendung Schwerlastkissen / Druckluftkörper, Flüssigkeitskörpem, ggf. weitere Überdeckung mit Metallfasern, bzw. Keramikfasern
    • • angepasste Zündung für bestmögliche Zündung und Verbrennung (z.B. kontaktlos durch elektromagnetische Wellen - z.B. Patentschrift DE 10 2021 001 272.0 )
    • • angepasste Verbrennung (ggf. katalytische Verbrennung)
    • • zusätzliche Speisung mittels eines mitgeführten Oxidators oder alternativ die Beschleunigung durch andere Triebwerke (z.B. Raketen / Feststofftreibsätze) - um die Startfähigkeit der Triebwerke zu erhöhen
    • • ggf. gespeister Mischbetrieb mit anströmenden Luftmassenstrom und Einspeisung mitgeführten Oxidators
  • Folgende Formen für Leitsysteme sind vor einem Einlauf für die zusätzliche Anströmung von Luftmassenströmen möglich:
    • • Axiale Leitsysteme (Anwendung z.B. für Hilfsantriebe für Flugzeuge / „Auxiliary Power Unit“ - z.B. Patentschrift US 2010/0044504 A1 , Einlauflippen bei Scramjets)
    • • Radialklappen
    • • Konzentrische Leitsysteme
    • • Polygonale Leitsysteme (z.B. Vorbilder in Natur wie Kopfflossen beim Riesenmanta bzw. Rochen, Nutzung z.B. über Kontur des Flugkörpers, bzw. gezielter Anordnung der Triebwerke)
  • Insbesondere in der Startphase mit geringer Anfangsgeschwindigkeit resultieren Effekte auf die Anströmgeschwindigkeit, bzw. Dichte. Gemäß 1 verbessern sich tendenziell die Leistungswerte der luftatmenden Antriebe bei Erhöhung der Geschwindigkeit bis zu einem Maximum.
  • Die möglichen Einlauffiguren werden ergänzt durch Formen von Triebwerk und Flugkörper.
  • Mit diesen ingenieurtechnischen Maßgaben verbleiben folgende grundsätzliche Varianten von Triebwerkswerksquerschnitten: .
    • • Runde Triebwerksquerschnitte
    • • Ebene Triebwerksquerschnitte
    • • Mechanisch verschiebbare Triebwerksquerschnitte
    • • Volumetrisch verschiebbare Triebwerksquerschnitte
  • Runde Triebwerksguerschnitte sind strömungstechnisch und verbrennungskinetisch häufig vorteilhaft. Diese Triebwerksform resultiert auch bei rotierenden Axialverdichtern. In einem breiten Geschwindigkeitsfeld ist jedoch die Regelbarkeit erschwert. Bei Verzicht auf Axialverdichter kommen auch Querschnitte infrage, die nicht kreisrund sind (z.B. durch Radialverdichter). Letztere haben aber nach Stand der Technik Nachteile für den durchgesetzten Massenstrom hinsichtlich Kinematik und z.B. Mehrstufigkeit. Daher sind derzeit diese Radialverdichter leistungsmäßig weniger interessant.
  • Ebene Triebwerksquerschnitte bilden rechteckige oder gleichmäßig gestreckte Formen. Diese können z.B. entsprechend der Natur abgerundet z.B. breitständig wie beim Maul des Mantarochen ausgebildet werden. Durch Ausrundung kann ggf. am Rand beschleunigt und die Grenzschicht angepasst werden. Die wesentlichen in Aussicht stehenden Ziele sind maximale Regelbarkeit, mindestens mittlere Effizienz und insbesondere gleichmäßiges Strömungsfeld möglichst angepasst an die Gesamtstruktur. Hierzu wurde bereits unter den Methodiken für maximale Einsatzgrenzen aufbauend auf Einläufen ausgeführt. Gerechtfertigt wird der Mehraufwand durch angestrebte Verminderung des hohen Anteiles des Oxidators an der Gesamtstartmasse von bis zu ca. 75%. Die Kinematik von innenliegenden Drosselklappen und Stellgliedern an Düsen wird um zusätzliche Freiheitsgrade erweitert gegenüber einer ausschließlich axialen Verschiebbarkeit bei runden Querschnitten. Dies kommt auch bei Entwürfen zu Scramjets nach derzeitigem Stand der Technik häufig zum Ausdruck. So wird bei einer ehrgeizigen Neigung von Drosselklappen im runden Triebwerksquerschnitt ein inhomogenes Strömungsfeld erreicht. Ein derartiges Strömungsfeld kann ein Triebwerk andernfalls bei ungleichmäßiger Belastung schädigen.
  • Mechanisch verschiebbare Triebwerksquerschnitte sind z.B. einseitig beweglich an festen Triebwerkswänden realisierbar. Hierzu können z.B. gelagerte Träger, Platten, hydraulische Systeme, pneumatische Systeme, Aktoren, Motoren, Gelenke usw. verwendet werden. Alternativ kann der Querschnitt auch an einer festen Außenwand eingeklappt werden. Dies kann z.B. bei rechteckigen oder elliptischen Triebwerksquerschnitten realisiert werden. Hierdurch wird die Regelbarkeit weiter verbessert Es resultiert jedoch allgemein zusätzliches Gewicht und Entwicklungsaufwand. In weiterer Steigerung kann die bewegliche Triebwerkswand gelenkig oder flexibel ausgeführt werden. An einer starren Außenkontur Dieses Konzept ist üblich für eigenstartfähige Ramjets mit zusätzlicher Einspeisung eines Oxidators (z.B. Patentschrift US 4,644,746 ). Im weiteren Sinne kann die Außengondel der luftatmenden Triebwerke auch beweglich im Luftmassenstrom ausgeführt werden um z.B. auf die Aerodynamik von Rakete und Leiteinrichtung zu reagieren.
  • Volumetrische flexible bzw. verschiebbare Triebwerksquerschnitte können ein- oder mehrseitig angepasst werden. Alternativ kann der flexible Querschnitt auch auf bestimmte Bereiche beschränkt werden, wie dem Einlauf. Im Weiteren wird von einer gekapselten Struktur ausgegangen. Dies bedeutet innere Struktur und separate Außengondel. Die Außengondel kann strömungstechnisch optimiert werden.
  • Dieses Konzept eines regelbaren Querschnittes geht von einer Grundstruktur, ggf. Verbundstruktur und Deckstruktur aus. Die Grundstruktur kann aus pneumatischen oder hydraulischen Kissen, wie Schwerlastkissen ggf. flexibler Verbundstruktur, auch mehrlagig und nebeneinander mehrreihig realisiert werden. Pneumatische Strukturen sind gewichtssparend. Eine Deckstruktur kann aus aufgespannter Abdeckung z.B. per flexiblen Metall-/ Keramikfasern, Ringpanzern / Verbundketten, verbundene Metallplatten gebildet werden - idealerweise mit Gegenspannung längs der Triebwerksachse ausfahrbar oder z.B. überlappend. Die Deckstruktur kann ungeteilt, oder segmentiert hergestellt werden um die Verformbarkeit zu erhöhen. Zwischen Grund- und Deckstruktur kann ggf. eine Verbundstruktur ausgeführt werden. Vorteilhaft sind z.B. Spannseile, Schlaufen und Laschen, bzw. Netze. Grundsätzlich wirkt der Innendruck des Triebwerkssystems der Grundstruktur entgegen. Die Verbundstruktur kann z.B. eine Verschiebbarkeit der Deckstruktur gegenüber der Grundstruktur ermöglichen.
  • Vorteilhaft ist, dass gemäß Patentschrift DE 696 20185 T2 vom 19.07.1995 eine entsprechend strukturierte Oberfläche (z.B. Membran) die Grenzschicht technisch positiv beeinflussen kann. Hierzu sind abhängig der Grenzschichtdicke unterschiedlich zweidimensionale Vertiefungen vorteilhaft. In einem angeführten Beispiel sank bei Mach 0,75 der aerodynamische Widerstandsbeiwert um ca. 15 %. Flexibel gelagerte Deckschichten können somit idealerweise sowohl die variable Verbrennungskinetik als auch den strömungsmechanischen Innenwiderstand von Triebwerken positiv beeinflussen.
  • Alternativ sind gemäß Patentschrift DE 10 2020 007 312.3 auch entsprechend oberflächennahe Fasern, bzw. Riblets aussichtsreich. Bionisches Vorbild ist die Haifischhaut in der Natur. Zur Kühlung der Riblets ist eine Reaktivkühlung per eingelagerter flexibler Schläuche, dichter Hohlfasern (z.B. in Längsrichtung) oder auch kontinuierlich abgelassene Druckluft möglich. Dies kann partiell an neuralgischen Punkten wie z.B. an Bereichen des Zwischenkörpers, bzw. im Verbrennungsbereich eingesetzt werden. Entlastend für den hauptsächlich vorgesehenen Anwendungsbereich eines Senkrechtstartes ergibt sich die voraussichtliche Brenndauer von maximal ca. 1,5 min und die thermische Trägheit der Strukturen insbesondere durch die Schwerlastkissen.
  • Möglich ist die Nutzung flexibler Geometrien auch im Bereich der Einläufe und Leitsysteme selbst um Volumen und Form anzupassen.
  • Das zugrundeliegende Konzept für adaptive Triebwerkssysteme und Strukturen wird im Rahmen einer gesonderten Patentanmeldung durch den gleichen Anmelder eingereicht.
  • Zündung und Verbrennung
  • Neben der Form und Größe der Anströmung hat die Verbrennungskinetik wesentlichen Einfluss. Der thermodynamische Wirkungsgrad wird bestimmt durch Druck, Temperatur und Zusammensetzung des Verbrennungsgemisches, bzw. die sicheren Betriebsgrenzen des Triebwerkes.
  • Weitere Möglichkeiten zur Optimierung bei erhöhten Anforderungen an die Regelbarkeit und zur Erweiterung der sicheren Betriebsgrenzen bestehen durch:
    • • katalytische Verbrennung (z.B. Patentanmeldung DE 10 2021 000 701.8 ),
    • • angepassten Zünd- Verbrennungskonzepten (z.B. Patentanmeldung DE 10 2021 001 272.0 ) und
    • • der benannten zusätzlichen Einspritzung eines Oxidators, bzw. Speisung (z.B. Patentanmeldung DE 10 2021 000 530.9 ).
  • Das Zündkonzept entsprechend Patentschrift DE 10 2021 001 272.0 z.B. durch kontaktlose Zündung per Mikrowelle und katalytischen Absorbern ermöglicht bei außenliegenden Sendern den Entfall von aerodynamischen Widerständen und ein angepasstes und wechselbares Zündfeld mit bestmöglichem Ausbrand. Vorteile für Regelbarkeit und Leistungswerte resultieren gleichermaßen. Die elektrotechnische Versorgung kann über Generatoren der Turbopumpe, Generatoren an der Brennkammer oder Thermoelemente erfolgen. Leistungen von Turbopumpen liegen üblicherweise im Promillebereich der zugehörigen Triebwerke, so dass auch mit abgegriffenem Lastmoment eine positive Energiebilanz zu erwarten ist. Möglich ist auch ein Einsatz von einseitig stromabwärts beschichteten katalytischen Drosseln / Stellgliedern um den Brennkammerdruck wirksamer vom Einlauf abzuschirmen. Bei Zündung per elektromagnetischen Wellen kann das Zündfeld gezielt aufgeweitet, oder z.B. in günstige Querschnittsbereiche gelegt werden. Hierdurch kann z.B. der höhere Strömungsdruck in Triebwerksmitte für einen besseren thermodynamischen Kreisprozess, oder eine höhere Entkoppelung von Brennkammer zu Einlauf erfolgen.
  • Eine mögliche sinnvolle Ergänzung hierzu besteht im Treiber-Konzept (Patentanmeldung DE 10 2021 000 701.8 ) des gleichnamigen Anmelders, da durch Zuführung und ständige Anwesenheit von aktiven Katalysatoren in den Brennraum der Brennkammerdruck tendenziell gesteigert werden kann. Hierdurch können z.B. Flammenabrisse vermieden werden. Für Verbrennungskraftmaschinen verweist diesbezüglich die Patentschrift EP 1 833 594 B1 „Katalytische Verbrennungsreaktion“ darauf, dass mit dem katalytischen System der Erfindung ein höherer Druck im Motor erreicht werden kann. Gemäß Patentschrift EP 1 833 594 B1 kann dieser höhere Druck über einen längeren Zeitraum aufrechterhalten werden. Auch wird mit dem Treiber-Konzept eine Anpassung der Temperatur angestrebt.
  • Nachfolgende Ausführungen beziehen sich auf einen Senkrechtstart mit luftatmenden Triebwerkssystemen (z.B. mittels Ramjets, Scramjets). Es wird ein dem Sängerkonzept entgegenstehender Ansatz gewählt durch Senkrechtstart. Ziel ist die Hebung der Nutzlastkapazität Daher wird dieses Konzept im Folgenden auch „Heber-Konzept“ genannt. Durch gezielten Einsatz von Leitsystemen vor den Triebwerkseinlässen des luftatmenden Triebwerkssystems wird ein Senkrechtstart mit luftatmenden Triebwerkssystem durch zusätzliche und gesteuerte Anströmung ermöglicht. Zudem wird das Konzept ergänzt durch Erweiterungen luftatmender Triebwerke mittels variabler Zusatzeinspritzung eines Oxidators (siehe z.B. Patentschrift DE 10 2021 000 530.9 ) und adaptiver Geometrie.
  • Dies verbessert die Wirtschaftlichkeit, bzw. den Gesamtwirkungsgrad von Raketen. Zukunftsaufgaben wie Weltraum bergbau und Weltraumbesiedlung sind zu realisieren. Grundsätzlich ist ein Einsatz des folgenden Konzeptes auch für Horizontalstarts, bzw. geneigte Flugbahnen „Schrägstarts“ möglich. Das Heber-Konzept kann in einen mehrstufigen Flugkörper, z.B. mit einer konventionellen Oberstufe, oder mittels separater luftatmender Hilfstriebwerke („Booster“) integriert werden. Sowohl mit Integration in Unterstufe, als auch mit separater Hilfstriebwerke besteht die Möglichkeit zum Parallelbetrieb von konventionellen Triebwerken und luftatmender Triebwerke. Senkrechtstarts von der Erdoberfläche bieten den Vorteil auf kürzestem Wege in eine Umlaufbahn, bzw. von der Erdoberfläche zu entkommen. Luftatmende Triebwerkssysteme bieten den Vorteil, dass kein/ bzw. weniger Oxidator (z.B. in separater Oberstufe) mitgeführt und beschleunigt werden muss. Hieraus ergeben sich energetische Vorteile. Die Nutzlastkapazität kann hierdurch erhöht werden. Daher wird im Folgenden ein Konzept zur Kombination beschrieben um ein optimiertes Antriebskonzept zu erzielen. Somit kann der für dieses Startszenario charakteristische Zeit-Geschwindigkeitsverlauf eines Senkrecht-/ Schrägstarts konventioneller Raketentriebwerkssysteme mit dem Einsatzbereich von luftatmenden Triebwerkssystemen angeglichen werden. Eine Optimierung des Einsatzes luftatmender Triebwerkssysteme durch ein ausgelegtes Leitsystem und ein Steuersystem ist möglich. Über das Leitsystem und Steuersystem wird die Betriebssicherheit der luftatmenden Triebwerkssysteme durch Verhinderung von Strömungsabrissen gesteigert.
  • Die Luftdichte beträgt in ca. 30 km Höhe gemäß ISA (internationaler Standardatmosphäre) lediglich ca. 1,5 % der Luftdichte auf Meeresspiegelniveau. Dementsprechend sind hohe Anströmgeschwindigkeiten erforderlich. Interessant ist, dass der Druck gemäß ISA entsprechend Dichte bis in ca. 30 km Höhe auf ca. 2 % abnimmt. Bei Einsatz luftatmender Booster oder Unterstufen bis in 30 km Höhe sind so die größtmöglichen absoluten Unterschiede des Außendruckes überbrückbar, bevor konventionelle Raketentriebwerke allein den weiteren Schub liefern.
  • Der Außendruck hat technisch hohe Relevanz bei den derzeit überwiegend eingesetzten chemischen Raketentriebwerken für die optimale Expansion am Düsenaustritt. So beträgt gemäß [2] der spezifische Puls der Merlin 1 D Triebwerke in der Unterstufe auf Meeresspiegelniveau ca. 311 s und im Vakuum 282 s. Das heißt die Leistung in der Unterstufe lässt bis zum Brennschluss mit der Höhe nach. Gleichzeitig nimmt durch Treibstoffverbrauch die Masse jedoch ab, wodurch die Beschleunigung trotzdem deutlich ansteigt. Die Vakuumoptimierten Merlin 1D Vac. der Oberstufe mit anderen Düsen liefern hingegen im Vakuum 342 s. Daraus resultieren technisch bedingt 18 % maximaler Unterschied. Auch wenn diese Differenz nicht vollständig einbringbar ist, ergeben sich vielfältige Optionen. So kann beispielsweise entsprechend Heber-Konzept der Anteil luftatmender Hilfstriebwerke und zeitweise konventioneller Raketentriebwerke variabel gekoppelt werden. Durch höhere Anfangsbeschleunigung kann so der energetische Nachteil durch Erdbeschleunigung verringert werden. Der gesteigerten Komplexität einer zusätzlichen Stufe stehen zudem weitere Effekte durch eingesparten Treibstoff gegenüber. Eingesparter Treibstoff muss nicht beschleunigt werden. In den ersten ca. 30 km werden typischerweise ca. 20 % der gesamten Treibstoffmasse der Unterstufe eingesetzt. Der Anteil des Oxidators umfasst hiervon ca. 80 %. Gesteigert werden kann der Anteil des anteiligen „geatmeten“ Oxidators durch erhöhte Anfangsbeschleunigung und Anpassung, bzw. Abknicken der Bahnkurve der Rakete mit dem typischen schrittweisen Einschwenken in den Zielorbit.
  • B Beschreibung
  • Ausführungsvarianten der Erfindung sind in den Figuren dargestellt und werden im Folgenden näher beschrieben. Die Ausführungsvarianten sind möglichst in allgemeinen Grundbausteinen zusammengefasst. Anschließend sind besondere Kombinationen stellvertretend erfasst. Die genannten Ausführungsvarianten sind Beispiele. Weiterführende Varianten sind in der Patentschrift, bzw. den Ansprüchen / Claims erfasst.
  • Luftatmende Antriebe - Allgemeine Technische Grenzen
    • 1: Übersicht spezifischer Puls - Staustrahltriebwerke
    • 2: Einsatzgrenzen luftatmender Triebwerkssysteme
    • 3: Geschwindigkeitsprofil einer chemischen Rakete (vgl. Falcon 9)
  • Allgemeine Triebwerkssvsteme
    • 4: Grundform Unterschall-Staustrahltriebwerk Ramjet / Lorin-Staustrahlrohr
    • 5: Grundform Überschall-Staustrahltriebwerk Ramjet
    • 6: Grundform Dualmode-Ramjet
    • 7: Kombinationsantrieb (z.B. Raketen-Staustrahltriebwerk)
    • 8: Regelsystem - Tendenzen
  • Einlaufsysteme
    • 9: Einlaufsysteme - axialsymmetrisch
    • 10: Einlaufsysteme - ebener Einlauf
    • 11: Ausführungsvariante Zusatzeinspritzung
  • Äußere Anströmung Triebwerke
    • 12: Grundform radiale Anströmklappe
    • 13: Mantarochen
    • 14: Grundform axiale Anströmklappe
    • 15: Grundform konzentrische / polygonale Anströmklappe
    • 16: Grundform Anströmklappe (geteilt)
  • Regelsysteme
    • 17: mechanisches Regelsystem - Klappen
    • 18: mechanisches Regelsystem - Zwischenkörper
    • 19: mechanisches Regelsystem verschiebbare Brennkammerwände
    • 20: mechanisch-volumetrisches Regelsystem - Einlauf Kissen / Wülste für gleichmäßige Querschnittsverengung
    • 21: mechanisch-volumetrisches Regelsystem - Mischbereich Matten / Kissen / Wülste für gleichmäßige Querschnittsverengung
    • 22: mechanisch-volumetrisches Regelsystem flexible Matte für gleichmäßige Querschnittsverengung
    • 23: volumetrisches Regelsystem - Kissen für gleichmäßige Querschnittsverengung
    • 24: volumetrisches Regelsystem - Kissen für gleichmäßige Querschnittsverengung - symmetrisch
    • 25: Regelsystem - Grenzschichtabsaugung / Bypass
    • 26: Bauarten konvergent divergenter Schubdüsen
  • Gesamtausführung
    • 27: Ausführungsvariante Rochenform - Hilfstriebwerke, Booster, Außenklappen
    • 28: Ausführungsvariante Rochenform - Hilfstriebwerke, Booster, Innenklappen
    • 29: Ausführungsvariante Rochenform - Selbstständige Hilfstriebwerke, Booster, Innenklappen
    • 30: Ausführungsvariante Finnen Selbstständige Hilfstriebwerke, Booster
    • 31: Energiebetrachtung - allgemein
    • 32: Energiebetrachtung - speziell bei freier Wahl zweier Zustände
  • Die Erfindung besteht u.a. aus einem Antriebskonzept durch Kombination von „konventionellem“ Raketentriebwerkssystem (1) mit mitgeführtem Oxidator bzw. Feststoff, luftatmenden Triebwerkssystemen (2), ggf. im gespeisten Mischbetrieb und Leitsystem für zusätzliche Anströmung der Atmosphäre bzw. „Luft“ (3). Zur Maximierung des Wirkungsgrades und Erweiterung des Einsatzbereiches kann das Leitsystem (3) auch verstellbar, bzw. mit einem Steuersystem (4) ausgestattet sein.
  • Das konventionelle Raketentriebwerkssystem (1) startet den Flugkörper für eine überwiegend senkrechte Flugbahn um eine Startgeschwindigkeit zu erreichen, ggf. werden die luftatmenden Triebwerkssysteme per Eigenstarthilfe mit Oxidator gespeist. Im Regelbetrieb wird der Luftstrom (30) ausreichend verdichtet, bzw. durch die Geschwindigkeit und Schub der Rakete beschleunigt oder verdichtet ins luftatmende Triebwerkssystem (2) zugeführt. Durch das neuartige Leitsystem (3) wird die erforderliche Verdichtung / Strömungsgeschwindigkeit der Atmosphäre bzw. Luft (30) gesteigert. Optional sind die luftatmenden Triebwerkssysteme (2) adaptiv bzw. verstellbar ausgeführt um einen breiteren Einsatzbereich abzudecken. Atmosphärischer Sauerstoff (30) wird genutzt und die Mitführung / Beschleunigung eines gekapselten Oxidators kann reduziert werden. Das Steuersystem (4) kann die Anströmfläche an Geschwindigkeit und Höhe/ bzw. Atmosphärendichte anpassen. In größeren Höhen mit dünnerer Atmosphäre bzw. Luft kann die Anströmfläche wieder erhöht werden. Das Leitsystem (3) und Steuersystem (4) sorgt somit für einen größeren Einsatzbereich des luftatmenden Triebwerksystems (2) bei geringerer Geschwindigkeit der Rakete und auch in größeren Höhen. Es erfolgt eine Anpassung der Anströmung an die Geschwindigkeit des Flugobjektes.
  • Das Ziel ist die frühzeitige Integration des luftatmenden Triebwerkssystems (2) in ein variables aerodynamisches System unter Zuhilfenahme von Leitsystem (3) und Steuersystem (4). Über das Leitsystem (3) wird zusätzlich anströmende Atmosphäre, bzw. Luft (30) möglichst vollständig zum luftatmenden Triebwerkssystem (2) geführt. Nach dem Start / Betrieb des luftatmenden Triebwerkssystems (2) kann das konventionelle Raketentriebwerksystem (1) als „Unterstufe“ vom Flugkörper getrennt werden. So kann der Anteil an verbringbarer Nutzlast weiter erhöht, bzw. der mitzuführende Oxidator minimiert werden. Alternativ kann das konventionelle Raketentriebwerkssystem (1) auch weiter betrieben, stillgesetzt und für größere Höhen, bzw. Umlaufbahnen neu gestartet werden. Das luftatmende Triebwerkssystem (2), das Leitsystem (3) und das Steuersystem (4) können vor Erreichen des Zielorbits abgetrennt werden und der Flugkörper mit einer oder mehrerer konventioneller Oberstufen weiter betrieben werden.
  • Das Steuersystem (3) und Leitsystem (4) verhindert Strömungsabrisse am luftatmenden Triebwerkssystem (2).
  • Luftatmende Antriebe - Allgemeine Technische Grenzen
  • Fig. 1: Übersicht spezifischer Puls - Staustrahltriebwerke
  • Staustrahltriebwerke können für Anströmgeschwindigkeiten mindestens ab Mach 0,75 bis über Mach 5 ausgelegt werden. Im Besonderen sind einzelne Triebwerke jedoch lediglich für einen bestimmten Bereich optimiert.
  • Im Folgenden werden sowohl Leistungswerte für Unterschall- und Überschall-Staustrahltriebwerke (Ramjets) jeweils mit Unterschallbrennkammem nach Stand der Technik wiedergegeben (100). Als Brennstoff sind jeweils Kohlenwasserstoffe wie Kerosin zu Grunde gelegt. Zur Entlastung sind die Parameter sowohl mit Zahlen, als auch mit gleichlautender textlicher Beschreibung dargestellt.
  • Im Diagramm wird mit (101) auf der horizontalen Achse die Geschwindigkeit in [Mach] dargestellt. Auf der senkrechten Achse wird mit (102) der spezifische Puls in [s] dargestellt.
  • Historisch sortiert sind die Leistungswerte aus repräsentativen Quellen mehrerer Jahrzehnte. Angaben von [8] stammen aus dem Jahr 1978 und werden mit (111) dargestellt. Die Werte von [2] aus dem Jahr 1997 werden mit (120) für das Minimum und (121) für das Maximum dargestellt. Angaben aus [7] veröffentlicht im Jahr 2011 werden mit (130) für das Minimum und (131) für das Maximum beschrieben. Angaben aus [9] vom Jahr 2021 werden mit (140) für das Minimum und (141) für das Maximum erfasst. Gegenüber (111) aus 1978 sind die Leistungswerte teilweise stark erhöht und unterschreiten lediglich bei minimalen Leistungswerten neuerer Triebwerken von (140) teilweise die Angaben. (111) unterschreitet jedoch deutlich die Werte von (141). Im Vergleich neuerer Quellen lässt sich keine eindeutige Tendenz zur Leistungssteigerung ableiten. Die Leistungswerte zeigen allgemein einen typischen Maximalwert im mittleren Geschwindigkeitsfeld ca. bei Mach 3 und nehmen mit zunehmender Anströmgeschwindigkeit wieder ab.
  • Aus 1 geht hervor, dass insbesondere in früheren Jahren mit (111) auch geringere Anströmgeschwindigkeiten für Unterschallstaustrahltriebwerke untersucht und dargestellt wurden. Mit [9] aus dem Jahr 2021 wurden auch Anströmgeschwindigkeiten von ca. 0,5 Mach untersucht. Mit zugehöriger (140) wird deutlich, das nach über 40 Jahren fortschreitender Entwicklung bei Mach 1 ca. das Doppelte des spezifischen Pulses Stand der Technik ist. In [9] wird die Maximierung des Ausbrandes fokussiert z.B. durch Beimischung weiterer Treibstoffkomponenten und mehrreihige und verbesserte Flammenhalter. Der Ausbrand kann so, abhängig der Bedingungen, teilweise von ca. 50 % auf nahezu 90 % gesteigert werden. Bei ca. Mach 1,0 können neuere Staustrahltriebwerke bereits deutlich über 1.000 s spezifischen Puls erreichen. Das ist in der Spitze etwa das Dreifache von derzeitigen Raketentriebwerken [9].
  • Der große Unterschied von Minima und Maxima zeigt weiteres Potential auf.
  • Fig. 2: Einsatzgrenzen luftatrnender Triebwerkssysteme
  • In diesem Diagramm (200) ist gemäß [9] aus dem Jahr 2021 die technische Einsetzbarkeit von luftatmenden Triebwerken abhängig von Höhe (202) und Geschwindigkeit (201) dargestellt. In 2 sind Kohlenwasserstoffe wie Kerosin Grundlage der Darstellung. Auf der horizontalen Achse ist die Geschwindigkeit nach Mach (201) und auf der senkrechten Achse die Höhe in km dargestellt (202).
  • Da die Dichte der Luft mit zunehmender Höhe tendenziell abnimmt, sind in größeren Höhen zunehmend höhere Geschwindigkeiten erforderlich um luftatmende Triebwerke mit erforderlichem Oxidator versorgen zu können. Durch fortschreitende Entwicklungen werden die Einsatzgrenzen erweitert.
  • Das Diagramm unterscheidet allgemein nicht nach Turbinentriebwerken, Unterschallstaustahltriebwerken, Ramjets oder Scramjets. (211) stellt die untere Grenze der Einsetzbarkeit und (212) die obere Grenze der Einsetzbarkeit dar. Mit (213) wird die typische Mindestgeschwindigkeit von Ramjets mit ca. Mach 1,5 dargestellt. Darunter ist der Einsatz von Unterschalltriebwerken oder Ramjets mit Starthilfen, bzw. z.B. der zusätzlichen Speisung durch mitgeführten Oxidator möglich. Mit (214) wird eine obere Geschwindigkeitsgrenze für Ramjets mit Kohlenwasserstoffe von ca. Mach 5 angegeben. Darüber hinaus ist ein Betrieb von Dualmode-Ramjets mit Umschalten auf Überschallverbrennung, oder der Einsatz von Scramjets mit ausschließlicher Überschallverbrennung möglich. Die Geschwindigkeitsgrenzen variieren in der Literatur je nach Veröffentlichungsdatum und Brennstoff.
  • Mit (221) wird die Kennlinie des „Ram Booster“ Konzeptes der NASA (National Aeronautics and Space Administration‟) mit dem vorgesehenen Einsatz eines Ramjets als Zweitstufe dargestellt (von 3 Stufen). Vorlaufend ist der Betrieb von 18 Turbinentriebwerken in Erststufe und nachlaufend der Betrieb eines Raketentriebwerkes in der dritten Stufe konzipiert. Hierdurch soll der größtmögliche spezifische Puls genutzt werden. Mit (222) ist ein Teil der Kennlinie der Unterstufe einer Falcon 9 dargestellt, die bis ca. 84 km noch weiter betrieben wird.
  • Aus der Darstellung geht hervor, dass mit dem typischen Geschwindigkeitsprofil einer Falcon 9 kein wirksamer Einsatz eines typischen Ramjets möglich wäre, da die zulässigen Einsatzgrenzen fast ausschließlich außerhalb der Schnittmenge von (213) und (222) liegen. Auch ist mit (212) und (214) eine Grenze des Betriebes eines Ramjets bis in eine Höhe von maximal ca. 30 km Höhe technisch noch möglich.
  • Um eine wiederverwendbare Unterstufe mittels luftatmender Triebwerke zu beschleunigen sind daher zusätzliche Maßnahmen erforderlich. Eine mögliche Maßnahme ist die Erhöhung des Verhältnisses von Schub zu Masse der Rakete um stärker in den dichteren Luftschichten zu beschleunigen und den Luftsauerstoff frühzeitiger und intensiver nutzen zu können. Eine weitere Maßnahme ist die Anströmung der Triebwerke zu erhöhen um partiell die Anströmgeschwindigkeit am Einlauf der Triebwerke zu steigern (Heber-Konzept). Mit höherer Anströmgeschwindigkeit steigen gemäß 1 auch die spezifischen Pulse der Triebwerke. Zusätzlich kann auch eine Speisung der luftatmenden Triebwerke durch mitgeführten Sauerstoff betrieben werden. Um den größtmöglichen Anteil und Effekt zu erzielen ist ein gespeister Mischbetrieb aus angeströmten Luftsauerstoff und variablem Anteil des eingespeisten Luftsauerstoffes in größeren Höhen sinnvoll.
  • Anspruchsvoll ist ein erforderlicher Betrieb luftatmender Triebwerke über den maximal möglichen Geschwindigkeitsbereich, bzw. bei großen Höhenunterschieden.
  • Fig. 3: Geschwindigkeitsprofil einer chemischen Rakete (vgl. Falcon 9)
  • In 3 ist mit (300) das typische Geschwindigkeitsprofil eines Raketenstarts dargestellt (z.B. Falcon 9). Die Falcon 9 steht mit der teilweise wiederverwendbaren Unterstufe für eine wegweisende und zukunftsträchtige Technologie.
  • Auf der horizontalen Achse ist die Zeit in s dargestellt (301). Auf der senkrechten Achse ist die Geschwindigkeit in Mach dargestellt (302). Der Verlauf der Geschwindigkeit nimmt mit zunehmender Zeitdauer, bedingt durch das abnehmende Gewicht der Rakete zu (Treibstoffverbrennung). Mit (310) ist die typische Geschwindigkeitskurve angenähert dargestellt. Nach ca. 162 s erfolgt die Stufentrennung der Unterstufe bei ca. Mach 6,7.
  • Im Diagramm sind typische Geschwindigkeitsgrenzen für Triebwerkstypen dargestellt. Hierbei wird vereinfachend vernachlässigt, dass Triebwerke eine weitere Abhängigkeit nach Höhe (Luftdichte) besitzen. Dies wird vereinfacht in 2 dargestellt. Nach ca. 110 s ist bei den vorgegebenen Parametern (Beschleunigung, Geschwindigkeit, Bahnkurve) kein regulärer Betrieb luftatmender Triebwerke mehr möglich. Diese Grenze stellt (320) dar. Mit (321) ist die untere Geschwindigkeitsgrenze für Unterschall-Staustrahltriebwerke dargestellt. Mit (322) wird die obere Geschwindigkeitsgrenze für Unterschall-Staustrahltriebwerke dargestellt. Der guten Ordnung halber stellt (331) die untere Geschwindigkeitsgrenze für leistungsfähige Ramjets dar. Diese Geschwindigkeitsgrenze ist relevant um zu zeigen, dass mit (320) die höhenmäßige Einsatzgrenze nur kurzzeitig später von (310) überschritten wird. Ohne Zusatzmaßnahmen wären Ramjets nicht relevant, insbesondere die obere Einsatzgrenze von Ramjets (332). Gemäß Zeitanteil von (310) begrenzt durch (321) und (322) ist lediglich in maximal ca. 33 % der Zeit des Raketenstarts ein luftatmender Betrieb mit Staustrahltriebwerken möglich (311). Aufgrund weiterer Einflussfaktoren (z.B. tatsächliche Anströmung Oxidator), erforderlicher Schub, hohe Regelbarkeit sind weitere Maßnahmen sinnvoll. Interessant ist, dass umgekehrt zu Geschwindigkeitsgrenzen, die Höhengrenze vorzeitig durchschritten wird (320).
  • Mögliche Maßnahmen sind:
    • • die Erhöhung des Schub-Massenverhältnisses für größere Beschleunigung entsprechend der angestiegenen Beschleunigung bei Brennschluss von Unterstufen (z.B. bei einer Falcon 9),
    • • zusätzliche Einspritzung eines Oxidators im luftatmenden Triebwerk (z.B. 11)
    • • höhere Partialgeschwindigkeit / Verdichtung am Triebwerk,
    • • Parallelbetrieb des luftatmenden Triebwerkssystems mit konventionellen Raketentriebwerk für erhöhte Beschleunigung, ggf. variabel
    • • Ausweitung der Regelbarkeit der luftatmenden Triebwerke - z.B. Einsatz eines umschaltbaren Unterschallstaustrahltriebwerkes / Überschall-Ramjet mit jeweiliger Unterschallverbrennung
  • Unterschallstaustrahltriebwerke erreichen teilweise spezifische Pulse, die das Zwei- bis Dreifache von klassischen Raketentriebwerken erreichen. Ramjets können mit Kohlenwasserstoffen gemäß [1] in der Spitze sogar bei ca. Mach 2-3 maximal mit ca. 2000 s umsetzen. Dies entspricht ca. dem Fünffachen des spezifischen Pulses von konventionellen Raketentriebwerken, jedoch jeweils nur in schmalem Auslegungsbereich. Ein höherer spezifischer Puls bedeutet, dass weniger Treibstoff mitgeführt und beschleunigt werden muss. Die mögliche Massenverschiebung kann für eine Erhöhung des Nutzlastanteils verwendet werden.
  • Allgemeine Triebwerkssysteme
  • Fig. 4: Grundform Unterschall-Staustrahltriebwerk Ramjet / Lorin-Staustrahlrohr
  • In 4 ist die Grundform von Unterschall-Staustrahltriebwerken dargestellt. Diese Triebwerke sind verhältnismäßig einfach aufgebaut. Da sie gegenüber Turbinentriebwerken nur einen Bruchteil des spezifischen Pulses aufweisen, werden Sie lediglich für einfache Flugkörper eingesetzt.
  • Der Luftmassenstrom (30) gelangt in den Triebwerkskanal (1001). Im Diffusor, bzw. Einlauf (1002) erfolgt eine Verzögerung der Strömung (30). Das Unterschall-Staustrahltriebwerk, bzw. Lorinstrahlrohr leitet den Luftmassenstrom (30) mit geringem Verdichtungsverhältnis ein. Über die Einspritzung (11) wird Treibstoff (8) im Mischbereich (1003) zugegeben. In der Brennkammer (1004) erfolgt im Bereich der Zünder, bzw. Flammenhalter (20) die Verbrennung (25) mit möglichst hohem Ausbrand von Luftmassenstrom (30) und Treibstoff (8). Es sind unterschiedliche Formen und Anordnungen von Zündern, bzw. Flammenhaltern (20) vorhanden, teilweise mehrreihig. Die Entwicklung ist nicht abgeschlossen und gemäß [9] einer der wesentlichen Einflussfaktoren auf den optimalen Ausbrand. Die Verbrennung (25) kann so gestützt auf beruhigte Strömungszonen an Flammenhaltern (20) erfolgen. Alternativ ist eine kontaktlose Zündung z.B. über elektromagnetische Wellen möglich. Nach der Brennkammer (1004) wird in der Düse (1005) möglichst die thermische Energie der Verbrennung optimal in nutzbaren Schub gewandelt. Dargestellt ist eine konvergierend - divergierende Düsenform (1005).
  • Für Unterschallstaustrahltriebwerke wird eine maximale Geschwindigkeit von ca. Mach 2 berücksichtigt, da darüber hinaus durch den zunehmenden Brennkammerdruck (thermischen Gegendruck) der Einlauf (1002) „blockiert“ wird. Durch die resultierende Umspülung des Triebwerkskanals (1001) wird das Triebwerk zunehmend ineffektiv. Über Mach 2 hinaus ist ein höheres Verdichtungsverhältnis erforderlich (5).
  • Fig. 5: Grundform Überschall-Staustrahltriebwerk Ramjet
  • Ab ca. Mach 1,5 können effektiv Ramjets mit komplexerem Einlauf (1002) im Triebwerkskanal (1001) eingesetzt werden. Der Einlauf, bzw. Diffusor (1002) verzögert die Strömung (30) gegenüber Unterschall-Staustrahltriebwerken, bzw. 4 stärker. Die Verbrennung (25) in der Brennkammer (1004) an den Zündern (20) erfolgt auch in Unterschallgeschwindigkeit. Im typischerweise konzentrischen Einlauf (1002) ist ein Zwischenkörper (22) dargestellt. Gemäß [1] weisen die so resultierenden Ringbrennkammern beste Kennwerte auf. Der Einlauf (1002) mit Zwischenkörper (22) schirmt die Brennkammer (1004) stärker vom Einlauf (1002) ab als bei 4. Stromabwärts vom Einlauf (1002) ist der Mischbereich (1003) vorhanden. Im Mischbereich (1003) wird durch die Einspritzung (11) der Brennstoff (8) zugeführt. Vorteilhafterweise nimmt der Strömungsquerschnitt in der Brennkammer (1004) zu. Der resultierende Brennkammerdruck kann sich so auf eine größere Fläche verteilen. An der Düse (1005) ist unter geeigneten Voraussetzungen ein höherer Schub nutzbar als bei 4. Dies verhindert konstruktiv ein vorzeitiges Blockieren des Einlaufes bei höheren Brennkammerdrücken, bzw. Anströmgeschwindigkeiten. Bei sehr hohen Anströmgeschwindigkeiten kann die verlustbehaftete Verzögerung energetisch nachteilig sein gegenüber einer Überschallverbrennung. Diesbezüglich sind Dualmode Ramjets vorteilhaft, die ab einer definierten Geschwindigkeit eine Überschallverbrennung zulassen.
  • Fig. 6: Grundform Dualmode-Ramjet
  • Gegenüber 5 ist diese Ausführungsvariante auch für Überschallverbrennung geeignet. Dies kann energetisch für höhere Anströmgeschwindigkeiten vorteilhaft sein, da der Luftmassenstrom (30) im Triebwerkskanal (1001) nicht bis in den Unterschall verzögert und dann wieder beschleunigt werden muss.
  • Hierzu ist eine Ausführungsvariante dargestellt in der der Zwischenkörper (22) stromabwärts eine zulaufende Kontur (24) aufweist.
  • Fig. 7: Kombinationsantrieb (z.B. Raketen-Staustrahltriebwerk)
  • Gegenüber 5 besitzt diese Ausführungsvariante zusätzlich ein konventionelles Raketentriebwerk (701) im Zwischenkörper (22). Durch die zusätzliche Anströmung der Brennkammer (1004) kann der Brennkammerdruck weiter gesteigert und die Strömungsgeschwindigkeit in der Brennkammer (1004) des luftatmenden Triebwerkes erhöht werden. Wahlweise ist ein Dauerbetrieb des Raketentriebwerkes (701) oder ein variabler Zusatzbetrieb möglich.
  • Gemäß [1] ist hiermit eine zusätzliche Komplexität verbunden. Durch die Reibung bei der Mischung unterschiedlicher Fluide im Mischbereich (1003) resultiert eine höhere thermische Beanspruchung der Brennkammer (1004) und zusätzliche nachteilige Energieumwandlungen.
  • Fig. 8: Regelsystem - Tendenzen
  • In dieser Ausführungsvariante wird das konzipierte Regelschema für luftatmende Triebwerke zur Verwendung im Heber-Konzept vereinfacht dargestellt.
  • Luftatmende Triebwerke werden gemäß 2 insbesondere durch die Parameter Geschwindigkeit (801) und Höhe (802) beeinflusst.
  • Zur Regelung luftatmender Triebwerkssysteme (2) bei unterschiedlichen Drücken werden folgende Größen verwendet:
    • • Frachten zusätzlich eingespeister Oxidator (811),
    • • Fläche der zusätzlichen Anströmung (821),
    • • Einspritzung Brennstoff in Brennkammer (831),
    • • Anpassung der Verdichterverhältnisse (841),
    • • Strömungsquerschnitt in der Schubdüse (851).
  • Ggf. kann durch weitere Stellgrößen wie Geometrien des Einlaufes und anderer Bereiche, Grenzschichtabsaugung, Luftablassklappen, Lufteinlassklappen, Regelung von Flächen zusätzlich angepasst werden. Mit Regelung Frachten zusätzlicher Katalysatoren und Anpassung der Zündung durch elektromagnetische Wellen (z.B. Mikrowellen) stellen weitere Regelmethoden zur Verfügung. Ideal und erfindungsgemäße Erarbeitung dieses Konzeptes sind die flexibilisierten Geometrien, z.B. 23 und 24.
  • Die Einflussgrößen sind für ein stark vereinfachtes und grobes Regelprogramm, geordnet nach Tendenz des Druckes / Geschwindigkeit (801) und der Dichte / Höhe (802) gruppiert. Die Größen der Verläufe sind frei zur Veranschaulichung gewählt und abhängig innerer und äußerer Randbedingungen für zulässige Werte der Größen. Durch die Überlagerung des Verlaufes der Geschwindigkeit (801) und der Höhe (802) werden die Auswirkungen teilweise aufgehoben.
  • Mit zunehmender Geschwindigkeit (801) der Anströmung steigt der Druck im Einlauf an, wodurch gemäß Camot-Prozess die innere Fläche und damit die Arbeit des Kreisprozesses ansteigt. Überlagert wird diese Tendenz durch die stark abnehmende Dichte der Luft bei zunehmender Höhe (802) bei einem Senkrechtstart.
  • Gemäß [1] wird das Verdichter- bzw. Einlaufdruckverhältnis zusammen mit Turbineneintrittstemperatur und Machzahl optimiert. Das Verhältnis von Austritts- zu Eintrittsdruck kann über die Geometrie des Einlaufes angepasst werden. Je höher die Temperatur ist, desto höher ist das optimale Verdichterdruckverhältnis. Damit steigt auch die M-Zahl für das Schubmaximum. Diese Verstellungen sind insbesondere für Überschalltriebwerke notwendig. Die Temperatur kann jedoch grundsätzlich auch über den Einsatz einer katalytischen Verbrennung angepasst werden (siehe Patentanmeldung DE 10 2021 000 701.8 ).
  • Einlaufsysteme
  • Fig. 9: Einlaufsysteme - axialsymmetrisch
  • Dieses bekannte Einlaufkonzept wird in [1] dargestellt. Durch die konzentrische Form resultieren allgemein strömungsmechanische Vorteile. Im Besonderen können jedoch energetisch nachteilige Stoßsysteme aus Überschalldruckstößen bei höheren Anströmgeschwindigkeiten resultieren.
  • Der dargestellte Zwischenkörper (22) ist für höhere Anströmgeschwindigkeiten eines möglichst koaxialen Luftmassenstromes (30) typisch. Der Zwischenkörper (22) ragt deutlich über die Vorderkante des übrigen Triebwerkskanales (91) hinaus.
  • Charakteristisch für diese Einlaufform, bzw. einen einheitlich nachgeschalteten axialsymmetrischen Triebwerkskanal ist die anspruchsvolle Regelbarkeit der Strömungsgeometrie. Wesentlich für die Regelung sind möglichst gleichmäßige und homogene Strömungssituationen im Triebwerk.
  • Zur Veranschaulichung ist ein Querschnitt mit A-A abgebildet. Mit (92) ist eine aufpressbare Wulst dargestellt (z.B. aus Metall-/ Keramikfasern). Diese kann z.B. mechanisch mittels Hydraulik aufgefahren und eingezogen werden. Durch Querelastizität und Verformbarkeit wird der Ringspalt (93) gleichmäßig erfasst und umgrenzt. Die Strömung, bzw. der Luftmassenstrom (30) im Ringspalt (93) kann so gleichmäßig beeinflusst werden. An der Innenseite des Ringspaltes (93) sind Stellglieder (94) angedeutet. Diese Andeutung mit wechselndem Muster aus Schwarz und Weiß soll jedoch die erforderliche Komplexität für eine derartige Kinematik darstellen. Die Anforderung bei thermischen (Wärmeausdehnung), stofflichen (Verunreinigungen, Verklebungen) und mechanischen Belastungen der Strömung wären enorm. Wesentlich ist daher eine Verschiebbarkeit des Zwischenkörpers (80) längs der Strömungsachse.
  • Die Freiheitsgrade der Regelung bei konzentrischem Einlauf sind begrenzt und die Anforderungen hoch. Diese Form der Regelung wird mit dieser Patentanmeldung nicht beansprucht. Die 9 dient der technischen Darstellung.
  • Fig. 10: Einlaufsysteme - ebener Einlauf
  • Dieses bekannte Einlaufkonzept wird in [1] dargestellt. Im Folgenden sind Regelmöglichkeiten ergänzt. Diese, Regelungen werden mit dieser Patentschrift nicht beansprucht.
  • Ebene Körper sind in ebenen Strukturen freier beweglich. Resultierende Freiheitsgrade der Regelungen sind durch die zahlreichen Bewegungspfeile 1050-1054 dargelegt. Zur Vereinfachung sind die Freiheitsgrade einheitlich bezeichnet. Bewegungen in Bezug auf die Einlaufebene sind mit (1051) zusammengefasst. Bewegung mit Auswirkungen auf Rotationen bzw. Umfangsbewegungen z.B. bei Klappen (1066) sind mit (1052) wesentlich. Bewegungen senkrecht zur Strömung werden mit (1053) gesammelt dargestellt. Bewegungen in Strömungsrichtung sind mit (1054) dargestellt.
  • In der Ausführungsvariante 10 ist ein ebener Einlauf mit zweiteiliger Rampe (1061) abgebildet. Der Luftmassenstrom (30) die Rampe (1061) und die gegenüberliegende Wand (1062) bzw. Lippe sind in angenähert an die isometrische Darstellung und in einem Längsschnitt abgebildet (A-A). Der vordere Bereich ist in Längsachse verschiebbar (90) entsprechend 9.
  • An der Vorderkante ist eine Klappe (1063) angeordnet um eine Absaugung (1064) zu ermöglichen. Zusätzlich ist ein Sperrschieber (1065) dargestellt für erhöhte Regelung des Bypasses, bzw. des Triebwerkskanals (1001). Im Triebwerksstrom (1001) sind Klappen (1066) angeordnet, die den einströmenden Luftmassenstrom (30) teilen, bzw. verlagern können. Zwei Klappen (1066) im Triebwerksstrom (1001) besitzen die Möglichkeit zur Rotation (1052). Eine weitere Klappe (1068) besitzt die Möglichkeit zur Längsverschiebung (1054) und Querverschiebung (1053) im Triebwerksstrom (1001). Ziel ist die variable Erhöhung der Verdichtung im Einlauf des Triebwerksstroms (1001).
  • Die Wahl der Klappen ist so gewählt um einen Zwischenkörper wie in 18 durch Bewegungen annähern zu können. Es wird ein beweglicher Querschnitt durch Verschiebung der Außenwand (1062) gebildet. Zur Vereinfachung fehlt in 10 eine gesonderte Außengondel.
  • Um besser regelbare Systeme zu ermöglichen sind daher ebene Formen nach 10 besser geeignet als axialsymmetrische (z.B. 9). Anzumerken ist jedoch, dass auch Kombinationen möglich sind. So kann eine Kombination aus ebenem Einlauf und nachgeschaltetem axialsymmetrischen Triebwerkskanal verwendet werden. Dieser Kompromiss aus regelfreudigem Zuschnitt des Einlaufes und strömungsgünstigen konzentrischen Triebwerkskanal ist z.B. in der Patentschrift US 6786,040 B2 veranschaulicht. Die Patentschrift US 6786,040 B2 beinhalt entsprechend ein eigenstartfähiges System mit Zusatzeinspeisung eines Oxidators für geringe Startgeschwindigkeiten, bzw. ungünstige Anströmbedingungen. Dem zusätzlichen Widerstand an der Querschnittsveränderung (eben auf rund) stehen strömungstechnische Vorteile im konzentrischen Bereich der Brennkammer gegenüber.
  • Fig. 11: Ausführungsvariante Zusatzeinspritzung
  • Diese Ausführungsvariante beruht auf 2b der Patentanmeldung 10 2021 000 530.9 des gleichnamigen Anmelders dieser Patentanmeldung. Statt eines konzentrischen Querschnittes ist jedoch in der 11 ein ebener Triebwerksquerschnitt dargelegt. Der Anwendungsfall ist für einen Senkrechtstart ohne, bzw. mit geringer Anfangsgeschwindigkeit zugeschnitten. Ideal ist bei veränderlichen Anströmbedingungen ein gespeister Mischbetrieb um möglichst einen hohen Anteil des anströmenden Oxidators zu nutzen.
  • Gespeist luftatmende Triebwerkssysteme können zur Leistungssteigerung eingesetzt werden:
    • • für einen Eigenstart und mit stark veränderlichen Bedingungen
    • • zur Kombination ausschließlich luftatmender Triebwerkssysteme mit gespeistluftatmenden Triebwerkssystemen und Verteilung der Anströmung z.B. über ein Leitsystem gezielt über ein Steuersystem
    • • darüber hinaus mit ausschließlicher Speisung auch außerhalb dichterer Atmosphäre
  • Beim Start ist aufgrund der fehlenden Anströmung des Luftmassenstromes (30) die zusätzliche Einspritzung eines Oxidators erforderlich. In dieser Ausführungsvariante sind zusätzliche Einspritzsysteme (16 und 26) vorhanden. Diese spritzen über einen großen Querschnitt ausschließlich längs des Luftmassenstromes (30) ein. Über die feste Einspritzung (16) am Zwischenkörper (22) im Kopf der Brennkammer (1004) und der beweglichen Einspritzung (26) wird das Gemisch (21) eingedüst. Im Bereich des Triebwerkskanals (1001) werden bewegliche Lanzen (26) mit Vorrichtungen zur Einspritzung ausgefahren. Idealerweise sind die Lanzen (26) an den Seitenwänden (1101) drehbar angebracht. Um die Mechanik zu entlasten ist jedoch auch eine einfache Verschiebbarkeit (Translation) möglich. Die Lanzen (26) werden schräg in den Triebwerkskanal (1001) eingeführt um einen möglichst geringen Strömungswiderstand zu verursachen und ein Verklemmen bei Rückbewegung zu verhindern. Die Lanzen (26) sind so konstruiert, dass Sie der Anströmung, bzw. dem Brennkammerdruck ein höheres Flächenträgheitsmoment entgegensetzen. Das heißt der Querschnitt der Lanzen (26) ist länger als breit, die Länge ist dabei in Triebwerkslängsachse (1001) ausgerichtet. Die Lanzen (26) weisen zudem einen strömungsgünstigen, z.B. tropfenförmigen Querschnitt auf. Die Lanzen (26) können an der Triebwerksaußenseite bzw. den Seitenwänden (1101), oder innen am Zwischenkörper (22) gelagert werden. In der dargestellten Ausführungsvariante sind die Lanzen (26) außen an den festen Seitenwänden angebracht. Bewegt werden die Lanzen (26) mit einer Hydraulik, alternativ sind auch Kissen oder Elektromotoren / Aktoren mit entsprechender Leistung möglich. Über die Einspritzung (16 und 26) wird zugleich Treibstoff in einem Gemisch (21) eingedüst. An den Lanzen (26) sind an mehreren Punkten Düsen angeordnet. Hierzu werden bevorzugt Mehrwegedüsen eingesetzt. Das zerstäubte Gemisch (21) wird in der Brennkammer (1004) gezündet.
  • Die zusätzliche Einspritzung des Oxidators im Gemisch (21) wird an den Luftmassenstrom (30) angepasst, bzw. ggf. reduziert. Mit zunehmender Geschwindigkeit des Luftmassenstromes (30) strömt mehr Oxidator in die Brennkammer (1004). Die Verstellvorrichtung mit den beweglichen Lanzen (26) wird zurückgezogen, bzw. eingefahren. Es verbleiben bei Außerbetriebsetzung keine wesentlichen Einbauten der Eigenstarthilfe, bzw. der zusätzlichen Einspritzsysteme (16 und 26) im Triebwerkskanal (1001). Die zusätzlichen Einspritzsysteme (16 und 26) werden in der bevorzugten Ausführungsvariante deaktiviert. Die zusätzlichen Einspritzsysteme (16 und 26) kann aber wahlweise zur Leistungssteigerung weiter betrieben, oder erneut in Betrieb gesetzt werden. Der Brennstoff (8) wird andernfalls über die Regel-Einspritzung (11) eingedüst und in der Mischkammer (1003) mit dem Luftmassenstrom (30) vermischt. Es wird ggf. auf eine Einspritzung des Treibstoffes (8) über die Regeleinspritzung (11) umgestellt.
  • Der Einlauf ist mit (1002) und die Düse ist (1005) bezeichnet.
  • Äußere Anströmung Triebwerke
  • Fig. 12: Grundform radiale Anströmklappe
  • Die Haupterstreckung, bzw. Beweglichkeit dieser Leitsysteme (3) ist radial zur Strömungsachse.
  • Bei Start der Rakete (0), bzw. des Flugkörpers vom Boden, sind 2 seitlich angeordnete Anströmklappen (3) in Maximalstellung für die größtmögliche Anströmfläche senkrecht zum Geschwindigkeitsvektor über das Steuersystem (4) ausgefahren. Die Anströmfläche wird abhängig von Flugzeit, Geschwindigkeit und Höhe/ Atmosphärendichte ausgefahren und ggf. wieder eingefahren.
  • Hierdurch ergibt sich ein umgedrehter „Pfeil“ in Flugrichtung, dessen Pfeilspitzen sich neigen, ggf. wieder aufgehen. Bei zwei gegenüberliegenden Anströmklappen kann die Mechanik des Systems vereinfacht werden, z.B. durch gegenseitige Verspannung der Anströmklappen. Diese Geometrien sind in ähnlicher Form bereits Stand der Technik für Hilfstriebwerke bei Verkehrsflugzeugen (z.B. für erhöhten Schub) - siehe z.B. Patentschriften US 2010/0044504 A1 , US 9,254,925 B2 , US 2019/0390601 A1 .
  • Fig. 13: Mantarochen
  • Nach dem Vorbild der Natur ist ein Mantarochen vereinfacht mit Kopfflossen (1303) dargestellt. Der bionische Grundgedanke ist entsprechend Modellgesetzen begründet, hydrodynamische Strömungsversuche für aerodynamische Randbedingungen sind technisch/ historisch bekannt.
  • Diese Ausführungsvariante wird vereinfacht in den 28 und 29 technisch angenähert.
  • Der Körper des Mantarochen (1300) mit den großen Flossen (1305) besitzt am Vorderteil ein breitständiges Maul (1302) mit vorgelagerten Kopfflossen (1303). Durch konstante Bewegungen der Flossen (1305) erfolgt der Vortrieb des Tieres. Ins Maul (1302) fließt Wasser und Biomasse als Massenstrom (1304) mit Plankton und kleinen Lebewesen und wird wieder über Klappen / Kiemen abgegeben.
  • Zur besseren Darstellung sind Augen (1301) abgebildet.
  • Fig. 14: Grundform axiale Anströmklappe
  • Die Haupterstreckung dieser Leitsysteme ist längs entlang der Strömungsachse des Luftmassenstroms (30).
  • In dieser Ausführungsvariante wird ein Leitsystem (3) entlang der Rakete (0) angeordnet. Das axiale Leitsystem (3) mündet an einem Steuersystem (4) beweglicher Anströmklappen ein. Das luftatmende Triebwerkssystem (2) erfasst die aerodynamische Umströmung der Rakete (0) mit dem anströmenden Luftmassenstrom (30). Zur verbesserten Regelbarkeit sind die luftatmende Triebwerke (2) in dieser Ausführungsvariante mit ebenem Einlauf dargestellt. Gleichzeitig wird eine gezielte zusätzliche Anströmung über die zusätzliche Anströmfläche (3) bewirkt. In dieser Variante sind luftatmende Triebwerkssysteme (2) direkt an einer Unterstufe einer Rakete (0) angeordnet. Alternativ ist auch eine Anordnung an separaten Hilfstriebwerken oder Boostern möglich.
  • Nach Verlassen der dichteren Luftschichten wird das luftatmende Triebwerkssystem (2) abgetrennt oder per zusätzlicher Einspeisung eines Oxidators weiter betrieben. Das luftatmende Triebwerkssystem (2) kann von der Oberstufe, bzw. der Nutzlast abgekoppelt werden. Die Nutzlast wird weiterbewegt.
  • Fig. 15: Grundform konzentrische / polygonale Anströmklappe
  • Zur bestmöglichen Ausnutzung des umgebenden Luftstroms und zusätzlicher Anströmung mit dem erhöhten Luftmassenstrom (30) wird ein Trichter (ggf. auch mehr) als Leitsystem (3) an der Rakete (0) (bzw. am Flugkörper) installiert. Luftatmende Triebwerkssysteme (2) und konventionelle Raketentriebwerke (1) können ggf. parallel betrieben werden. Zur Stabilisierung und dem Abtrag von Lasten können auch Seile eingesetzt werden.
  • Nach Verlassen der dichteren Luftschichten wird das luftatmende Triebwerkssystem (2) abgetrennt oder per zusätzlicher Einspeisung eines Oxidators weiter betrieben. Das luftatmende Triebwerkssystem (2) kann von der Oberstufe, bzw. der Nutzlast abgekoppelt werden. Die Nutzlast wird in den Orbit bewegt.
  • Alternativ, bzw. in weiterer Entwicklung sind zur Vergrößerung des Einlaufes auch ergänzende Fallschirmsysteme, bzw. Schirme, Netze aus Fasern oder textile Leitsysteme einsetzbar, die bis zu einer maximalen Geschwindigkeit, bzw. Flächenlast verwendbar sind. Nach Überschreitung der Flächenlast kann dann ggf. gezielt abgetrennt oder eingefahren werden. Diese Systeme können auch mit anderen Anströmklappen kombiniert werden. Das günstige Verhältnis von Masse zu maximaler Fläche ist insbesondere in der Startphase von Vorteil um rasch Geschwindigkeit zu erreichen.
  • Fig. 16: Grundform Anströmklappe (geteilt)
  • In dieser Ausführungsvariante wird das Leitsystem (3) durch geteilte Halbschalen (ggf. auch mehr) an der Rakete (0) ausgeführt. Halbschalen, bzw. abgerundete Formen können bei günstiger Anströmung des Luftmassenstromes (30) geringe strömungsmechanische Widerstandswerte aufweisen als gerade Konturen. Das Steuersystem (4) besteht aus Seiten oder ggf. Flachseilen und beweglichen Lagerung, bzw. Anstellung der Halbschalen (3), bzw. des Steuersystems (4). Die Flachseile werden in die Rakete gezogen und das Leitsystem (3) eingefahren bzw. gesteuert. Das Leitsystem (4) kann wieder ausgefahren werden.
  • Zwischen dem Leitsystem (3) kann als Bypass ein freier Luftmassenstrom (30) entwickelt werden. Um eine Umspülung des Leitsystems (3) zu verhindern ist im Leitsystem eine Durchlasseinrichtung (5) vorhanden.
  • Für ein günstiges Verhältnis von Strukturmasse und Nutzlast wird das dreigeteilte Leitsystem (3) an Seiten gekontert, welche als Flachseil ausgeformt werden können. So ist eine gezieltere Anströmung (30) der luftatmenden Triebwerkssysteme (2) möglich. Hierdurch werden gleichzeitig Strömungsabrisse, bzw. unerwünschte Umströmungen vermindert und eine gezieltere Steuerung (4) des Leitsystems (3) erreicht.
  • Alternativ sind auch flexible Netze oder weitere Flachseile an den Seiten des geteilten Leitsystems (3) möglich um ein Abströmen von Luftmassenstrom (30) zu verhindern. Somit kann ein höherer Luftmassenstrom (30) zum luftatmenden Triebwerkssystem (2) zugeführt werden.
  • Fig. 17: mechanisches Regelsystem - Klappen
  • Klappen (1702) können den Luftmassenstrom (30) im Triebwerk (1001) beeinflussen. Dieses Prinzip ist nachrichtlich in dieser Fig. dargestellt und hierauf wird kein Schutzanspruch erhoben.
  • Die Darstellung der 17 ist frei aus einer Darstellung zu einer Ejektorschubdüse gemäß [1] abgeleitet. In dieser Darstellung ist ein Strömungsbild dargestellt, dieses kann abhängig von Geschwindigkeit, Dichte und Turbulenz stark variieren und soll lediglich den komplexen Charakter vereinfacht annähern. So kann unter Umständen neben der Kontur auch der absolute Durchsatz und die Strömungsgeschwindigkeit verändert werden. Neben einer teilweisen Beeinflussung des Luftmassenstromes (30), können auch Triebwerksströme vollständig abgeriegelt oder umgeleitet werden. Zudem können Luftmassenströme (30) bzw. Triebwerksströme zusätzlich eingespeist, oder ausgespeist werden. Zudem sind Klappen (1702) geeignet um eine variable Strömung für definierte Zustände einzusteuern, bzw. Querschnitte zu regeln.
  • Ziele hierbei können sein:
    • • Begrenzung bei instabiler Verdichterarbeit
    • • Begrenzung mechanischer Belastungen,
    • • Begrenzung thermischer Belastungen
    • • Begrenzung instabiler Verbrennung
  • Bei M-Zahl-Vergrößerung kann ggf. die Verdichtung im Einlauf erhöht werden. Die M-Zahl-Vergrößerung führt zur höheren Verdichtung des einströmenden Luftmassenstromes (30). Bei höherer M-Zahl kann die Geometrie der kritischen Fläche der Düse erweitert werden. Dies führt zur thermischen und mechanischen Entlastung der Brennkammer bzw. Anpassung im Triebwerkskanal (1001).
  • Die Abbildung ist aufgeteilt in einen Strömungsabschnitt vor der Klappe (1701), den Bereich der Klappe (1702) mit der Klappe und Verstelleinrichtungen, und den Strömungsabschnitt hinter der Klappe (1703). Die Querschnittsfläche hinter der Klappe (1703) ist verzögert um möglichst einen großen Regelbereich darstellen zu können.
  • Durch verringerten Querschnitt wird der Luftmassenstrom (30) auf einen zulässigen Maximalwert (1704) beschleunigt. Der Maximalwert (1704) leitet sich aus den zulässigen mechanischen und thermischen Belastungen der Klappe (1702) und des übrigen Triebwerkskanales (1001) ab. In Abhängigkeit des Triebwerkskanales (1001) stromabwärts kann der Luftmassenstrom (30) ggf. wieder expandieren und verlustbehaftet die ursprüngliche Querschnittfläche einnehmen. In einer angenommenen Neutralstellung (1705) erfolgt keine entscheidende Veränderung des Luftmassenstromes (30). Bei der Minimalstellung (1707) der Klappe (1702) kann ggf. auch eine maximale Verzögerung des Luftmassenstromes (30) angestrebt werden.
  • Zusammengefasst sind Klappen (1702) grundsätzlich und vielseitig für die mechanische Regelung von Triebwerken, möglich insbesondere bei ebenen Konturen. Bei Verwendung von Klappen (1702) resultieren jedoch Nachteile, bzw. technische Grenzen. So sind bewegliche Teile grundsätzlich eine Fehlerquelle, bzw. störanfällig, was die belastete Mechanik und Dichtung betrifft. Außerdem sind Klappen (1702) aufwändig und besitzen komplexe Abhängigkeiten. Zudem ist die Wirksamkeit von Klappen (1702) unter Umständen begrenzt, was die 17 veranschaulichen soll. Stromabwärts (1703) kann z.B. eine erneute Expansion erfolgen. An Klappen können zudem aerodynamische Widerstände entstehen. Häufig wird angeführt, dass das Triebwerksgewicht durch Regelung unverhältnismäßig ansteigen kann und so unweigerliche Leistungseinbußen für Flugkörper, bzw. Triebwerk entstehen. Für Klappen (1702) ist eine entsprechende Hydraulik, Motoren, Steuerung, Lagerung, ggf. Arretierung, ggf. Kühlung, Werkstofffestigkeit, Versorgungssyteme, ggf. Dichtung, Wartung usw. erforderlich. Hieraus resultieren Kosten und Entwicklungsaufwand. In jedem Fall besteht Veranlassung die geometrische Regelung weiter zu entwickeln und nach Möglichkeit zu flexibilisieren. Idealerweise werden bewegte Teile, wie z.B. Klappen (1702) dabei im Triebwerksstrom möglichst nicht direkt verwendet.
  • Diesbezüglich im Vergleich ist ein anhaltender Trend in der Erstellung ingenieurtechnischer Bauwerken z.B. die Verwendung von Fasern / Netzen / Textilien aus Stahl, Kohlenstoff bzw. Kunststoffen. Möglicherweise liegt hierin auf Grundlage fortschreitender Entwicklung weiteres ernsthaftes Potential für die Regelung in der Luft- und Raumfahrt.
  • Fig. 18: mechanisches Regelsystem - Zwischenkörper
  • Mit dieser nachrichtlichen Fig. werden keine Schutzansprüche beansprucht.
  • Im Vergleich der 4 und 5 ist für Staustrahltriebwerke bei höherer Anströmgeschwindigkeit (z.B. ca. Mach 2) ein verfeinertes Einlaufsystem mit höherer Verdichtung notwendig. Dies wird nach Stand der Technik mit Zwischenkörper (1826) im Einlauf bewältigt.
  • In dieser Fig. ist eine Kinematik für einen aufschwenkbaren Zwischenkörper (1826) eines ebenen Einlaufes dargestellt. Die Ausführungsvariante ist gewählt um bei größtmöglicher Durchlässigkeit in Minimalstellung die Strömungsverluste zu begrenzen.
  • Es sind verschiedene Klappen abgebildet, die bei entsprechender Verstellung einen Zwischenkörper (1826) bilden können. Dazu sind die Klappen (1821, 1822, 1825) eingefahren dargestellt um den Strömungswiderstand im eingefahrenen Zustand, z.B. bei geringer Anströmgeschwindigkeit des Luftmassenstromes (30) zu begrenzen. Vor den Klappen (1821) ist ein Abweiser (1820) vorhanden um Turbulenzen, thermische/mechanische Belastungen und Durchströmungen zu verhindern. Dies ist einem Unterschallstaustrahltriebwerk nach 4 möglichst angenähert.
  • Bei höheren Anströmgeschwindigkeiten des Luftmassenstromes (30) schwenken die vorderen Klappen (1821) auf und werden durch Haltemomente, Stellmechanismen usw. fixiert. Die mittleren Klappen (1822) werden anschließend in die Maximalstellung ausgefahren. Diese Klappen (1822) sind so geformt, dass Sie eine angepasste und gewinkelte Luv-Seite besitzen um den Zwischenkörper bestmöglich abzubilden. Die Abschlussklappe (1825) verhindert eine Umströmung, bzw. instabile Bedingungen z.B. bei höheren Brennkammerdrücken. Zur Entlastung gegen Brennkammerdrücke ist die Abschlussklappe (1825) für eine Haltestange oder Haltepunkte (1824) eingekerbt. Vereinfacht ist mit dieser Form eine Minimal- und eine Maximalstellung möglich.
  • Zusammenfassend veranschaulicht die derartige Ausführungsvariante die Komplexität eines derartigen Systems. Es besteht analog der Ausführungen in 17 Bedarf für eine brauchbarere Lösung. Insbesondere die Trennung der Mechanik vom Luftmassenstrom (30) bzw. dem Triebwerk ist anzustreben. So kann bei maximalen Parametern (z.B. Geschwindigkeit und Temperatur) auf bewegliche Komponenten im Luftmassenstrom (30) verzichtet werden.
  • Fig. 19: mechanisches Regelsystem verschiebbare Brennkammerwände
  • Gegenüber der Ausführungsvariante in 4 ist ein Unterschallstahltriebwerk mit ebenem Einlauf und verfahrbarem bzw. flexiblen Querschnitt dargestellt. An zwei starren Seitenwänden (1906) ist eine bewegliche Brennkammerwand (1902) veranschaulicht. Die gegenüberliegende Seite der Brennkammer ist in dieser Ausführungsvariante starr (1903). Alternativ ist eine Verschiebbarkeit auch der gegenüberliegenden Brennkammerwand (1903) möglich. Die verschiebbare Brennkammerwand (1902) ist mittels Hydraulik (1904), Umlenkungen (1905) beweglich. In dieser Ausführungsvariante ist die bewegliche Brennkammerwand (1902) ungeteilt entlang des gesamten Triebwerkkanals (1901) mit einem Freiheitsgrad ausgeführt quer zum Luftmassenstrom (30).
  • Durch die Verengung des Gesamtquerschnittes auf ein Minimum (1911) kann z.B. der anfänglich geringe und langsame Luftmassenstrom (30) mit erhöhter Geschwindigkeit im flexiblen Triebwerkskanal (1901) umgesetzt werden. Bei höherer Geschwindigkeit ist eine Maximierung des Triebwerksquerschnittes (1912) vorteilhaft um z.B. den Einlauf zu entlasten.
  • Eine separate Kapselung, bzw. Außengondel ist möglich, jedoch nicht dargestellt. Auch wurde entsprechend Anlehnung auf 4 auf einen Zwischenkörper verzichtet.
  • Zur Vereinfachung sind die Einbauten im Triebwerkskanal (1901) wie z.B. Einspritzung (11) für Brennstoff (8), Flammenhalter (20) für die Verbrennung (25) als starr konzipiert. Alternativ kann ein Teil der Einbauten auch an der flexiblen Brennkammerwand befestigt werden.
  • Fig. 20: mechanisch-volumetrisches Regelsystem - Einlauf Kissen / Wülste für gleichmäßige Querschnittsverengung
  • Diese nachrichtliche Darstellung dient nicht der Beanspruchung von Schutzrechten, sondern soll die Möglichkeiten und Komplexitäten veranschaulichen.
  • In dieser Ausführungsvariante ist eine Kombination von mechanischen Komponenten, wie z.B. hydraulischen Systemen, Lagern usw. und ggf. randständigen Klappen (2012) mit einem flächenhaften Körper dargestellt. Der flächenhafte Körper (2015) kann das Volumen / den Triebwerkskanal (1001) verformen. Ideal ist ein Einsatz bei ebenen Einläufen, bzw. Triebwerkskanälen (1001). Dieses Prinzip wird im Folgenden als volumetrisches System bezeichnet. In dieser Ausführungsvariante ist im Speziellen eine Kombination aus mechanisch-volumetrischer Regelung abgebildet mit vorteilhafter randständiger Ausprägung.
  • In der Ausführungsvariante sind Matten (2015) aus Fasern eines duktilen Metalls (z.B. Kupfer/Nickel/Stahl) dargestellt. Diese Matten (2015) können auch als geschlossenes Kissen, bzw. Wulst ausgeführt werden. Alternativ ist eine Ausführung mit anderen Stoffen wie z.B. Keramikfasern möglich. Die Biegesteifigkeit der Matte (2015) kann durch Lagen aus Matten und Netzmatten mit unterschiedlichen Laufrichtungen eingestellt werden. Zudem können die Matten (2015) zusätzlich an beweglichen Haltestangen befestigt werden (z.B. beidseitig der Matten).
  • Durch Biegung und Druck, bzw. „Aufquetschen“ an Pressen / Hydrauliken (2014) wird der Querschnitt für den Luftmassenstrom (30) verengt. Seitlich an der Matte (2015) ist stromaufwärts eine Klappe (2012) und Schrägzylinder (2013) abgebildet. Durch diese Vorrichtung kann die Form und Spannung der Matte (2015) besser angepasst und vergleich mäßigt werden. Um Spannungen zu begrenzen kann ggf. auch in mehreren Teilsegmenten verschoben werden. Zur Kühlung kann ggf. entspannte Druckluft, oder ein angebrachter Kühlkreislauf dienen. Stromabwärts ist mit (2016) eine weitere Hydraulik angebracht um die Dichtigkeit und Form auch bei unterschiedlichen Lasten / Temperaturen zu regulieren. Vor dem Regelsystem ist ein Wandstück (2011) mitzulaufender Kante vorhanden um das System in den Triebwerkskanal (1001) optimal einzupassen. Nach dem System, stromabwärts, ist die Triebwerkswand (2017) analog auch anschlussfähig und abgerundet gestaltet.
  • Um eine größtmögliche Belastbarkeit bei gleichzeitig bester Flexibilität und geringstem Gewicht zu ermöglichen ist eine Verbundstruktur aus dichtender Lage, kraftleitender Zwischenlage (z.B. Maschen, Waben, Ringen) und ggf. Gegenlage möglich. Ringstrukturen sind beispielsweise bei historischen Kettenhemden als flexible Schutzkleidung bewährt.
  • Die Oberfläche der Matte (2015) kann strömungsgünstig z.B. mit Vertiefungen, oder kleinen Riblets ausgeführt werden. Diese Regelung weist nur einen geringen Strömungswiderstand auf. Die Komplexität der Ausführungsvariante ist jedoch sehr hoch.
  • Der guten Ordnung halber sind Zwischenkörper (1826), Einspritzung (11), für Brennstoff (8), Flammenhalter bzw. Zünder (20) für Verbrennung (25) abgebildet.
  • Fig. 21: mechanisch-volumetrisches Regelsystem - Mischbereich Matten / Kissen / Wülste für gleichmäßige Querschnittsverengung
  • Diese nachrichtliche Darstellung dient nicht der Beanspruchung von Schutzrechten, sondern soll die Möglichkeiten und Komplexitäten veranschaulichen.
  • Gegenüber 20 ist bei dieser Ausführvariante die Verstelleinrichtung im Mischbereich an der Außenwand des Triebwerkkanals (1001) vorhanden. Alternativ ist eine gegenüberliegende Anordnung am Zwischenkörper (1826) möglich.
  • Bei entsprechender Kühlung, bzw. kurzer Verwendung ist ein Einsatz auch im Bereich der Brennkammer möglich.
  • Fig. 22: mechanisch-volumetrisches Regelsystem flexible Matte für gleichmäßige Querschnittsverengung
  • Diese nachrichtliche Darstellung dient nicht der Beanspruchung von Schutzrechten, sondern soll die Möglichkeiten und Komplexitäten veranschaulichen.
  • Analog zu den vorhergehenden Ausführungsvarianten ist ein ebener Triebwerkskanal (2201) dargestellt. Die Seitenwände sind fest und um den Triebwerkskanal (2201) angeordnet. Eine Außengondel (2210) ist vorhanden.
  • Gegenüber der 21 ist bei dieser Ausführungsvariante eine flexible Matte (2015) über den gesamten Bereich des flexiblen Triebwerkkanals (2201) vorhanden..
  • Um Einlauf (2202), Mischbereich (2203), Brennraum (2204), Düse (2205) entsprechend flexibel anzupassen, kann z.B. eine Matte (2015), faserverstärktes Gitter, Panzerketten (Kettenhemd), Metallstreifen usw. verwendet werden.
  • Die Matte (2015) besitzt zur Abdichtung Lagen mit feineren Fasern und zum Lastabtrag dickere Fasern, oder alternativ hochfeste, feine und flexible Faserstrukturen. Die Matte (2015) wird an Stangen (2211) beidseitig kraftschlüssig fixiert, oder wie in dieser Ausführungsvariante umläuft die Matte (2015) die Haltestangen (2211). Am Ende ist zur Nachspannung eine spezielle Haltestange (2212) in Längsachse des Triebwerkskanals (2201) verschiebbar. Die Stangen (2211, 2212) sind an den festen Seitenwänden des Triebwerkskanals (2201) beweglich angebracht.
  • In der Ausführungsvariante ist zudem der Zwischenkörper (2226) verschiebbar ausgeführt.
  • Diese Anordnung ermöglicht an den Flammenhaltern (20) eine optimale Verbrennung (25).
  • Entlastend für den Wärmehaushalt des Triebwerkes (2201) wirkt die relativ kurze Zeit bis Brennschluss in ca. max. 30 km Flughöhe von max. 90s. Hierbei kann die thermische Trägheit des Materials mitgenutzt werden. Zusätzlich können flexible Hohlfasern mit Kühlflüssigkeit durchspült, oder z.B. Druckluft zwischen Außengondeln (2210) und Matte (2015) entspannt werden.
  • Der Zwischenkörper (2226) ist mit separater verstärkter Nachspannvorrichtung versehen (2221).
  • Diese Form der Regelung ist erfindungsgemäß durch bewegliche Matten und kann auf einzelne Bereiche beschränkt werden. Es wird eine mechanische Lösung geboten.
  • Fig. 23: volumetrisches Regelsystem - Kissen für gleichmäßige Querschnittsverengung
  • Härten und Erschwernisse, die gegen einen Einsatz von umfassender Regelung in Triebwerken sprechen sind vor allem:
    • • die zusätzliche Komplexität,
    • • das zusätzliche Gewicht,
    • • Störanfälligkeit.
  • In dieser Ausführungsvariante wird ein vereinfachtes Regelsystem auf Grundlage von Elementen aufpumpbarer, aufdrückbarer Kissen (idealerweise pneumatisch) dargestellt. Derartige Kissen können leistungsfähig und belastbar ausgeführt werden. Ein aktueller und prägnanter Anwendungsfall ist der Einsatz von Schwerlastkissen untertägig bei der „Wendekaverne“ Bahnprojekt Stuttgart 21. Im Jahr 2020 wurden in dieser „Wendekaverne“ bis zu ca. 1.000 t schwere Segmente einer leistungsfähigen Tunnelvortriebsmaschine untertägig bewegt und auf kleinstem Raum zuverlässig gewendet. Dichtkissen werden auch in anderen ingenieurtechnischen Bereichen, z.B. für Kanäle usw. verwendet.
  • Die Schwerlastkissen (2302) erlauben den Aufbau eines wirksamen Gegendruckes gegen den flexiblen Triebwerkskanal (2301). Hierdurch ist auch die Ableitung von Spannungen, Biegungen usw. zulässig. Idealerweise kann hierdurch auf den Einsatz von weiteren Haltesystemen, Stangen, Gegenstücken usw. verzichtet werden. Dies reduziert Aufwand, Gewicht und Kosten.
  • Grundsätzlich sind lediglich eine Außengondel (2210) oder Halterungen, Schwerlastkissen (2302), ggf. Verbundstruktur und eine flexible Deckschicht (2303) erforderlich. Seile und Fasern in der flexiblen Deckschicht (2303) erlauben im gespanten Zustand, bzw. Verbund die Ableitung von Zug- und Querkräften. Für lange Brücken im Leichtbau werden beispielsweise Spanseile verwendet. Gegen Steinschlag und Lawinen werden Fanggitter und Netze verwendet.
  • Die Schwerlastkissen (2302) werden pneumatisch angefahren. Ggf. kann ein mehrlagiger und paralleler Aufbau gewählt werden.
  • Im Bereich des flexiblen Zwischenkörpers (2326) ist eine flexible Deckschicht (2323) mit hoher Nachspannung verbaut. Dies gewährleistet für geringe Anströmgeschwindigkeiten des Luftmassenstromes (30) eine Minimierung des Zwischenkörpers (2326) mit den enthaltenen Schwerlastkissen (2322). Wahlweise sind die Schwerlastkissen (2302, 2322) ein- oder mehrlagig, bzw. geteilt entlang des Querschnittes vorhanden. Der Zwischenkörper (2326) kann zur Annäherung an eine hocheffektive Ringraumbrennkammer im Querschnitt auch polygonal, z.B. rhombisch erstellt werden.
  • Die Schwerlastkissen (2302, 2322) werden aus Gewichts- und Leistungsgründen pneumatisch angefahren. Eine hydraulische Version ist möglich, z.B. mittels Pumpen von Flüssigkeiten, ggf. lagerfähigen Brennstoffen (8) (z.B. Kerosin). Dies ist jedoch z.B. für längere Betriebszeiten thermisch nicht brauchbar. Bei Verwendung pneumatischer Kissen (2302, 2322) kann bei Erhöhung des Innendruckes aufgrund der Erwärmung z.B. über Überdruckventile entspannt werden. Das entspannte Arbeitsmittel hat kühlende Wirkung.
  • Alternativ ist auch eine Kombination von Kissen (z.B. für den Einlauf) und mechanischen Systemen, bzw. festen Abschnitten möglich (z.B. in der Brennkammer).
  • Fig. 24: volumetrisches Regelsystem - Kissen für gleichmäßige Querschnittsverengung - symmetrisch
  • Gegenüber der Ausführungsvariante der 23 wird in dieser vereinfachten Version des Triebwerkskanals (2401) auf einen Zwischenkörper verzichtet. Im Einlauf (2402) und dem Mischbereich (2403) wird die flexible Matte (2302) ggf. stärker verformt um geeignete Verdichtungen zu erreichen. Zwischen Mischbereich (2403) und Brennkammer (2404) wird stärker geneigt um durch größeren Querschnitt der Brennkammer (2404) den zulässigen Brennkammerdruck zu maximieren. Die Düse (2405) kann ggf. aufgefahren werden um die Brennkammer (2404) thermisch zu entlasten.
  • Eine adaptive Aufweitung des Triebwerksquerschnittes im Bereich der Brennkammer (2404) kann den Einlauf thermisch zusätzlich entlasten. Ggf. ist alternativ für niedrige Anströmgeschwindigkeiten eine Kombination mit einem Zwischenkörper vorteilhaft. Dies kann z.B. für große Luftmassenströme (30) mit großer Dichte und niedriger Anströmgeschwindigkeit in einer Startphase zur ausreichenden Verbrennung beitragen. Um die thermodynamische Effizienz von Kreisprozessen zu steigern sind hohe Drücke allgemein von Vorteil. Die Verbrennungsdrücke können ggf. mittels Treiber-Konzept bei katalytischer Verbrennung gesteigert werden (Patentanmeldungen DE 10 2021 000 701.8 und DE 10 2021 001 272.0 ). Auch ist eine kontaktlose Zündung über elektromagnetische Wellen (z.B. Mikrowellen) für die Verringerung der Druckverluste in der Brennkammer wertvoll, da Einbauten wie Flammenhalter reduziert werden können (Patentanmeldung DE 10 2021 001 272.0 ).
  • Fig. 25: Regelsystem - Grenzschichtabsaugung / Bypass
  • In dieser Ausführungsvariante ist ein System zur Grenzschichtabsaugung (2510) dargestellt. Die Grenzschicht kann in ungünstigen Situationen, z.B. bei hohen Brennkammerdrücken zur Verblockung des Einlaufes (2502) beitragen. Die resultierende Umspülung des Einlaufes (2502), bzw. Triebwerkkanales (2501) ist mit einem Schubverlust verbunden.
  • Die Grenzschicht kann zu einem „Energieverlust“, d.h. Energieübergang über die Systemgrenze des Triebwerkes (2501) führen. Um positive Grenzwerte anzustreben wird die Grenzschicht unmittelbar nach dem Einlauf abgesaugt mittels Klappen (2511) in einen Bypass (2512) geführt. Um Verluste an Brennstoff (8) zu vermeiden wird der Bereich der Absaugung (2511) stromaufwärts vor den Einflussbereich der Brennstoffeinspritzung (11) gelegt. Alternativ kann auch weiter stromaufwärts abgesaugt werden, bzw. durch weiteres Öffnen der Klappen (2511) abgelassen werden. Über den Bypass (2512) ist eine Zuführung (2513) in den Bereich der Düse (2505) vorgesehen. Hier kann eine Nachverbrennung des mit der Grenzschicht abgesaugten anteiligen Luftmassenstromes (30) angestrebt werden. Technisch vorteilhaft ist auch eine Kühlung der Brennkammerwände und am Einschnitt der Düse (2505) bei Dauerbetrieb, bzw. um Aufwand zu sparen. Auch ist die Kinematik in der Düse (2505) beeinflussbar. Um diesen Effekt zu erhöhen kann der Bypass (2512) zwischenzeitlich aufgeweitet erstellt werden. Dieses Prinzip ist nicht grundsätzlich neu und von früheren Turbinentriebwerken, bzw. Vorläufern von Mantelstromtriebwerken abgeleitet.
  • Die geometrische Beeinflussung der Grenzschicht wird zudem analog zur Beschleunigung der Grenzschichten in Windkanalprüfständen (mit aufragenden Körpern vor Messbereichen) auch mittels Querschnittsverengung (2514) durchgeführt. Im Querschnitt A-A sind die Seitenwände (2515) im Zwickelbereich (2514) zulaufend, bzw. verjüngend dargestellt. Durch die Querschnittsverengung (2514) tritt bei näherungsweise inkompressiblen Medien gemäß Kontinuitätsgleichung eine Beschleunigung auf. Die energetisch entscheidende Grenzschicht wird verringert.
  • Der guten Ordnung halber ist alternativ zu oben angeführten Möglichkeiten per Makroebene auch eine Beeinflussung der Grenzschicht auf Mikroebene möglich. Hierzu können Riblets (Haifischhaut) oder z.B. Dellen verwendet werden (siehe z.B. Patentschrift DE 696 20 185 T2 ).
  • Im Weiteren kann die Grenzschicht auch an den Seitenwänden (2515) abgesaugt werden. Bei Einsatz von beweglichen Matten ist dies die Vorzugsvariante. Auch kann ein Spalt mittels Kissen (2302) aufgefahren, bzw. reguliert werden. Hiermit werden technische Vereinfachungen angestrebt.
  • Fig. 26: Bauarten konvergent divergenter Schubdüsen
  • Diese nachrichtliche Darstellung dient nicht der Beanspruchung von Schutzrechten, sondern soll die Möglichkeiten und Komplexitäten veranschaulichen.
  • In 26 sind nach [1] verschiedene ausgewählte Ausführungsvarianten nachrichtlich gemäß Stand der Technik für veränderliche Düsen dargestellt. Unerwünschte Energieumwandlungen im Triebwerk und kinematische Strahlverluste durch Über-/Unterexpansion können zu hohen Strahlverlusten führen [2].
  • Düsen mit axial verschiebbarem Pilz (2600) werden z.B. in der Patentschrift US 2003 0154720 A1 für regelbare Ramjets berücksichtigt. Diese Düsenform stellt eine verhältnismäßig einfache Struktur für die Regelung zur Verfügung. Durch Längsverschiebung der Düse (2605) kann die kritische Fläche (2604) vergrößert oder verkleinert werden. Bei relativ einfacher Gestaltung können relativ gute Kennwerte erreicht werden. Nachteilig ist allgemein die schlechte Kühlung des Zentralkörpers.
  • Ejektordüsen mit starrer Außenkontur (2610) sind für frühe Turbinentriebwerke üblich. Der Gasdurchsatz (2611) strömt im Inneren der Düse. Der äußerliche Ejektorstrom (2613) kühlt und wird unter Sogwirkung vom Gasdurchsatz mitgerissen. Die Ejektorklappe (2612) wirkt teilweise selbstregelnd. Hierüber ist eine Verstellung der kritischen Fläche möglich. Zur Verbesserung der Kennwerte (z.B. dem Schubkoeffizienten) wurden weitere Düsen entwickelt.
  • Die Ejektorbauart mit innerer Laval-Düse (2630) besitzt einige zusätzliche Elemente. Für den inneren Gasstrom (2634) ist eine Lavaldüse (2635) verbaut. So kann beispielsweise die äußere aerodynamische Umströmung mit Vorrichtungen (2631) verbessert werden. Klappen (2632) regulieren die kritische Fläche, bzw. die Verteilung von äußerem Ejektorluftstrom (2632) und innerem Gasstrom (2634).
  • Eine weitere Bauform stellen Laval-Düsen mit zwei Segmentreihen (2640) dar. Die beiden inneren konischen Strömungsabschnitte (2642) und (2643) bestehen aus beweglichen Segmenten. Durch zwei umgebende Gürtel von Hydraulikzylindern (2641) können unterschiedliche Dehnung oder Kontraktionen ausgeübt werden. Hierdurch können die kritische Fläche und die Düsenaustrittsfläche stufenlos eingestellt werden.
  • Gemäß [10] kann die Ablösezone in Düsen u.a. durch Anpassung des Druckes der Brennkammer mitbeeinflusst werden. Dies wird in der Anmeldung zur Patentschrift DE 10 2021 004 141.0 verfahrensmäßig z.B. durch Verwendung von katalytischer Verbrennung (mit veränderlichen Frachten) beeinflussbar.
  • Gesamtausführung
  • Fig. 27: Ausführungsvariante Rochenform - Hilfstriebwerke, Booster, Außenklappen
  • In dieser Ausführungsvariante sind für die erste Phase des Raketenstarts seitlich Hilfstriebwerkssysteme (2720), bzw. „Booster“ angeordnet. In der Ausführungsvariante sind 3 Booster an der Unterstufe (2710) angebracht. Alternativ ist auch eine Anordnung mit z.B. 2 oder 4 Boostern möglich. Diese Hilfstriebwerkssysteme (2720) nutzen einerseits die aerodynamische Umströmung der Rakete (2700), andererseits besitzen diese Anströmklappen (2722) Fläche für eine zusätzliche Anströmung.
  • Durch die Parallelisierbarkeit des Betriebes konventioneller Triebwerkssysteme von Unterstufe (2710) und Boostern, bzw. luftatmenden Triebwerken (2721) kann der Schub der verschiedenen Antriebe gleichzeitig, gezielt und veränderlich eingesetzt werden um z.B. die veränderliche Anströmgeschwindigkeit, Dichte und übrige Parameter (z.B. Temperatur, Viskosität usw.) bestmöglich auszugleichen.
  • Die Hilfstriebwerkssysteme (2720) bestehen aus 1 Reihe von angestellten Anströmklappen (2722). Alternativ ist auch eine Konzeption mit mehr Reihen möglich. Die Anströmklappen (2722) besitzen entsprechend 13 einen offenen Durchlass (2724) um eine Umspülung des anströmenden Luftmassenstromes (30) bestmöglich zu verhindern und den aerodynamischen Widerstand zu verringern. Die Anströmklappen (2722) sammeln zusätzlichen Luftmassenstrom (30) für die Anströmung der luftatmenden Triebwerke (2721). Die Anströmklappen (2722) sind beweglich gegen den anströmenden Luftmassenstrom (30) anstellbar, ggf. unter Verwendung von Schwerlastkissen, bzw. pneumatischer Komponenten. Die Anströmklappen (2722) bilden mit der Unterstufe (2710) einen Einlauf, d.h. die Anströmklappen (2722) sind außen angeordnet. Die luftatmenden Triebwerke (2721) sind jeweils vierfach in einem Hilfstriebwerk (2720) bzw. „Booster“ angeordnet. Die luftatmenden Triebwerke (2721) besitzen ebene Einläufe mit Zwischenkörper und jeweils -ebenem Triebwerkskanal für größtmögliche Regelbarkeit.
  • Alternativ ist auch eine Kombination aus ebenem Einlauf mit konzentrischer Brennkammer möglich, wie beispielsweise in der Patentschrift US 6,786,040 dargelegt. Charakteristisch für die Hilfstriebwerke, bzw. Booster (2720) ist die kurze Bauform um die Aerodynamik zu maximieren und Kosten zu verringern, bzw. Gewicht einzusparen. Das verringerte Gewicht ist für eine Landung per Bremsschirm nach Brennschluss vorteilhaft. Die Versorgung mittels Treibstoff erfolgt aus der Unterstufe (2710), bzw. dessen Tanks. Die Geometrie der luftatmenden Triebwerke (2721) ist entsprechend Konzeption der 23 flexibel.
  • Nach Abtrennung der Hilfstriebwerkssysteme, bzw. Booster (2720) in ca. 30 km Höhe werden diese per Bremsschirm zur Erdoberfläche zurück geführt um eine Widerverwendung zu ermöglichen. Alternativ kann über zusätzliche Tanks auch eine propulsive Landung angestrebt werden.
  • Die Rakete wird von der Unterstufe (2710) mit den konventionellen Raketentriebwerken weiter beschleunigt. Nach dessen Brennschluss erfolgt die Weiterbeschleunigung von Oberstufe (2730), bzw. ggf. Mittelstufe. Die Nutzlast (2740) wird in den entsprechenden Orbit beschleunigt.
  • Fig. 28: Ausführungsvariante Rochenform - Hilfstriebwerke, Booster, Innenklappen
  • Gegenüber 27 sind die Hilfstriebwerkssysteme (2820) konisch zur Unterstufe (2710) der Rakete (2700) zulaufend. Die Anströmklappen (2822) sind innen an der Unterstufe (2710) angeordnet, die luftatmenden Triebwerke (2821) außen. Gegenüber 27 sind die Außengondeln (2825) der Hilfstriebwerkssysteme (2820) zudem verbreitert. Es besteht hierdurch Volumen für Turbopumpen, Verstelleinrichtungen, ggf. Zusatztanks für propulsive Landung usw.. Der freie Durchlass (2824) der luftatmenden Triebwerke liegt gegenüber 27 Seiten verkehrt.
  • Diese Ausführungsvariante ist der 13 (Mantarochen) weiter angenähert. Es entsteht eine Pfeilform, jedoch mit zurückgesetztem Maul, bzw. Einlauf.
  • Fig. 29: Ausführungsvariante Rochenform - Selbstständige Hilfstriebwerke, Booster, Innenklappen
  • Gegenüber den Ausführungsvarianten der 27 und 28 sind in dieser Ausführungsvariante die Hilfstriebwerkssysteme (2920) als eigenständige Systeme mit Tanks und Turbopumpen ausgestattet. Dies ermöglicht die weitere Optimierung der Strukturmasse der übrigen Unterstufe (2710). Hierdurch sind die Hilfstriebwerkssysteme (2920) mit einer zusätzlichen Baugruppe (2926) ausgestattet um z.B. die Tanks, Turbopumpen usw. verbauen zu können. Die zusätzliche Baugruppe (2926) ist anstromseitig als Einlauf mit Rampe geformt. Daran angebunden sind Außengondel der Hilfstriebwerksysteme (2925).
  • Die Außengondel der Hilfstriebwerkssysteme (2925) enthalten entsprechend 28 die luftatmenden Triebwerkssysteme (2921), bewegliche Anströmklappen (2922) und Durchlass (2924).
  • Fig. 30: Ausführungsvariante Finnen Selbständige Hilfstriebwerke, Booster
  • Gegenüber der Ausführungsvariante 29 sind die Hilfstriebwerkssysteme (3020) an Finnen (3026) angeordnet um den anströmenden Luftmassenstrom (30) in die luftatmenden Triebwerke (3021) zu zuführen. Es ist ein symmetrisches System aus zwei Finnen (3026) an der Unterstufe (2710) dargestellt. Alternativ sind 3 oder mehr Finnen möglich.
  • An den Finnen (3026) sind beidseitig jeweils 4 luftatmende Triebwerke (3021) mit Zwischenkörper und ebenen Einläufen vorhanden. Durch vorlaufende Anströmklappen (3022) mit freiem Zwischenraum (3024) wird die Umspülung möglichst vermieden. Es entsteht eine spitz zulaufende Form mit maximaler Breite an den Triebwerkseinlässen der luftatmenden Triebwerke (3021). Die Außengondeln (3025) der luftatmenden Triebwerke (3021) sind über Seitenstege mit dem Rumpf der übrigen Hilfstriebwerkssysteme (3020) verbunden. In diesen Hilfstriebwerkssystemen (3020) befinden sich Treibstofftanks, Turbopumpen usw..
  • Die Rakete (2700) wird mit der Unterstufe (2710) gestartet. Durch zusätzliche Einspeisung eines Oxidators sind die luftatmenden Hilfstriebwerkssysteme (3020) eigenstartfähig (z.B. Patentschrift DE 10 2021 000 530.9 ) und beschleunigen die Rakete (2700) mit. Durch Ansteigen des anströmenden Luftmassenstromes (30) erhöht sich der Schub der Hilfstriebwerkssysteme (3020). Die zusätzliche Einspeisung des Oxidators kann ab einer bestimmten Geschwindigkeit beendet werden. In dieser Ausführungsvariante ist dies unterhalb ca. Mach 0,75. Um die Fähigkeit der luftatmenden Triebwerke (3021) für Niederdruckanströmung zu steigern, ist der Zwischenkörper minimiert, d.h. eingefahren. Entlastend kommt hinzu, dass durch die zusätzlichen Anströmflächen der Anströmklappen (3022) der Luftmassenstrom (30) beschleunigt wird. Hierdurch steigt gemäß 1 die Leistung der luftatmenden Triebwerke (3021) entscheidend. Mit zunehmender Anströmgeschwindigkeit werden die Triebwerke (3021) mit flexibler Geometrie zu Ramjets aufgefahren. Dies kann mechanisch oder volumetrisch mittels Schwerlastkissen erfolgen (siehe 5).
  • In Abhängigkeit der anströmenden Luftmassen (30), die in Geschwindigkeit und Dichte variieren, werden ggf. die konventionellen Triebwerke der Unterstufe (2710) abgeschaltet, in Intensität variiert und erneut wieder gezündet. Bei verringerter Anströmung von Luftmassen (30) kann ggf. die zusätzliche Einspeisung von Oxidatoren erneut angefahren werden um den nachlassenden Luftmassenstrom (30) längst möglich zu nutzen und energetisch zur wirksamen Beschleunigung verwenden zu können.
  • Um die Regelbarkeit der Triebwerke und deren Leistungen zu erhöhen wird auf die Patentanmeldungen DE 10 2021 000 701.8 , DE 10 2021 001 272.0 , DE 10 2021 004 141.0 verwiesen. Es werden variable Frachten katalytischer Absorber in die Triebwerke (2721) mit eingespeist und per elektromagnetischer Wellen gezündet / stimuliert (z.B. per Mikrowellen).
  • Mit Erreichen einer Höhe von ca. 30 km werden die luftatmenden Hilfstriebwerkssysteme (3020) abgetrennt. Diese Höhe kann bei maximierter Bahnneigung mit maximierter Geschwindigkeit und zusätzlichen Frachten von Katalysatoren zur Vermeidung von Flammenabrissen und Druckverlusten alternativ noch vergrößert werden.
  • Anschließend kann die Rakete (2700) mit Unterstufe (2710) und nachfolgenden Stufen (2730) mit der Nutzlast (2740) in Richtung Zielorbit beschleunigt werden.
  • Anzumerken ist, dass die Anordnung einer zentralen zweistufigen Rakete (2700) mit Nutzlast und zwei seitlichen Hilfstriebwerkssystemen eine grundsätzliche Ähnlichkeit mit einer Falcon Heavy aufweist. Wesentliche Parameter zur Stufentrennung und Art der Antriebe sind verschieden.
  • Darüber hinaus kann aus dieser Grundform möglicherweise bei Ausnutzung der zweiseitigen Finnen für Auftrieb ein Flugkörper mit aerodynamischen Auftrieb entwickelt werden. Dies würde einen weiteren luftatmenden Schrägstart, bzw. Horizontalflug ermöglichen. Der Zusatznutzen besteht darin, dass die dichteren Luftschichten frühzeitig verlassen werden können und so nachteiliger Luftwiderstand und Überhitzung der Rakete (2700) vermieden wird. Auch wird der Schwereverlust mit Senkrechtstarts minimiert. Dies wäre eine Anschlussoption nach Sängerkonzept, welches bei Nutzung von luftatmender Überschallverbrennung besonders vorteilhaft ist. Ein wesentlicher Effekt und Relevanz für das Heber-Konzept besteht in der zusätzlichen Anströmung, d.h. Beschleunigung und möglichen weiteren Verdichtung in diesem technisch anspruchsvollen, aber besonders interessanten Grenzbereich. Auf die Vorteile der Auslegung der konventionellen Raketentriebwerke der Unterstufe (2710) auf Höhenbereiche mit geringem Druck wurde bereits verwiesen (A, Einleitung, Lösung der Aufgabe Triebwerksysteme). Das bedeutet, dass Heber-Konzept schließt anschließende energetisch ausgerichtete Beschleunigungsflüge ausdrücklich nicht aus. In großen Höhen wird für die verbliebene Restmasse der Rakete ein deutlich höherer Energieumsatz in der Geschwindigkeitsdimension bewirkt. Hierzu folgen weitere Ausführungen in 31 und 32.
  • Fig. 31: Energiebilanz einer Unterstufe - spezifische Energieanteile
  • In (3100) ist auf Grundlage der Parameter der internationalen Standardatmosphäre (ISA), bzw. am Beispiel des Raketenstartes einer Falcon 9 eine vereinfachte Energiebilanz erstellt. Auf der horizontalen Achse (3101) sind Balken für Höhen in [km] und auf der senkrechten Achse (3102) die Anteile in [%] dargestellt.
  • Die Gesamtenergie der momentanen Raketenmasse wird vereinfacht aus Anteilen [%] von potentieller Energie (3111) und kinetischer Energie (3112) entlang der Höhe betrachtet. Die potentielle wird als Produkt aus Masse mal Erdbeschleunigung mal Höhe („m*g*h“) und die kinetische Energie als Produkt aus halber Masse mal dem Quadrat der Geschwindigkeit („1/2*m*v2“) bilanziert. Etwa ab 30 km Höhe wird die Leistung der Triebwerke überwiegend in kinetische Energie umgesetzt, d.h. grob etwa doppelt so umfangreich.
  • Fig. 32: Energiebetrachtung - speziell bei freier Wahl zweier Zustände
  • In 3200 ist ein Diagramm dargestellt, dass die Gesamtenergie aufgeteilt in potentielle Energie und kinetische Energie darstellt. Im Folgenden werden zwei frei gewählte Zustände stark vereinfacht miteinander verglichen. Die beiden Zustände sind aus 2 gewählt und resultieren nicht aus einem typischen Raketenstart! Daher können daraus nicht ohne Weiteres Rückschlüsse gezogen werden.
  • Auf der horizontalen Achse sind Grenzwerte für luftatmende Antriebe nach derzeitigem Stand der Technik dargestellt (2). Für den ersten Zustand (3201) lässt sich für eine Höhe von ca. 30 km eine Geschwindigkeit von ca. Mach 5 ableiten und für den zweiten Zustand (3202) bei ca. 40 km eine Geschwindigkeit von ca. Mach 8 ableiten. Für Massen von 1 kg sind die potentielle Energie in [Nm/kg] mit (3222) und die kinetische Energie mit (3221) dargestellt.
  • Auf der senkrechten Achse sind die Energieanteile in [%] darstellt (3202).
  • Die kinetische Energie steigt dabei von Zustand 1 zu 2 um über 2.000.000 Nm/kg, wohingegen die potentielle Energie „nur“ um ca. <100.000 Nm/kg ansteigt. Die Ursache für den um eine Größenordnung unterschiedlichen Anstieg ist der Eingang der Geschwindigkeit im Quadrat (Epot=1/2mv2). Das heißt für die weitere Energieumwandlung ist eine Entwicklung luftatmender Antriebe für große Höhen und Geschwindigkeiten technologisch besonders wertvoll. Verwiesen wird hierzu auf die angeführten weiteren Patentanmeldungen DE 10 2021 000 701.8 , DE 10 2021 001 272.0 , DE 10 2021 004 141.0 .
  • Entsprechend 31 ist dies nicht direkt auf einen Raketenstart übertragbar. Es soll lediglich ein möglicher energetischer Effekt in größeren Höhen mit geeigneten luftatmenden Triebwerken dargestellt werden. Dies kann z.B. mit einer weiteren luftatmenden Stufe realisiert werden.
  • Dieser Effekt ist für geringere Geschwindigkeiten / Höhen und auf Grundlage der Ausführungen in 30 und 31 weniger interessant und führt durch zusätzliche Luftreibung und möglichen weiteren Verlusten ggf. zu unverhältnismäßigen Nachteilen.
  • ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
  • Diese Liste der vom Anmelder aufgeführten Dokumente wurde automatisiert erzeugt und ist ausschließlich zur besseren Information des Lesers aufgenommen. Die Liste ist nicht Bestandteil der deutschen Patent- bzw. Gebrauchsmusteranmeldung. Das DPMA übernimmt keinerlei Haftung für etwaige Fehler oder Auslassungen.
  • Zitierte Patentliteratur
    • EP 1833594 B1 [0001, 0051]
    • US 4644746 A [0001, 0005, 0041]
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    • US 8047472 B1 [0001, 0003]
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Claims (10)

  1. Vorrichtung bei luftatmenden Triebwerkssystemen zur zusätzlichen Anströmung von Atmosphäre, bzw. Luft bei Senkrecht- oder Schrägstarts. Dadurch gekennzeichnet, dass zusätzlich anströmende Atmosphäre bzw. Luft über ein Leitsystem (3) für das luftatmende Triebwerkssystem (2) gezielt zugeführt wird.
  2. Vorrichtung nach Anspruch 1. Dadurch gekennzeichnet, dass die zusätzlich anströmende Atmosphäre, bzw. Luft vom Leitsystem (3) über das Steuersystem (4) gezielt variabel dem luftatmenden Triebwerkssystem (2) zugeführt wird.
  3. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2. Dadurch gekennzeichnet, dass die zusätzlich anströmende Atmosphäre, bzw. Luft für mindestens ein luftatmendes Triebwerkssystem (2) durch Schub zugeführt wird von mindestens einem der folgenden Systeme: einem konventionellen Raketentriebwerkssystem (1), einem luftatmenden Triebwerkssystem (2).
  4. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 3. Dadurch gekennzeichnet, dass die zusätzlich anströmende Atmosphäre, bzw. Luft durch den Schub des luftatmenden Triebwerkssystems (2) für mindestens ein luftatmendes Triebwerkssystem (2) über das Leitsystem (3) gesteuert durch das Steuersystem (4) zugeführt wird.
  5. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2 Dadurch gekennzeichnet, dass die zusätzlich anströmende Atmosphäre, bzw. Luft gesteuert durch das Leitsystem (3) und variiert durch das Steuersystem (4) eine Umspülung oder Strömungsabriss am luftatmenden Triebwerkssystems (2) verhindert.
  6. Vorrichtung nach Anspruch 1 Dadurch gekennzeichnet, dass zusätzlich das Leitsystem (3), ggf. beeinflusst durch das Steuersystem (4) oder luftatmenden Triebwerkssystems (2) zur strömungsmechanischen Gestaltung mindestens eines der folgenden Vorrichtungen aufweist: Durchlässe, Bypässe, Absaugvorrichtungen, Freiflächen, Knotenpunkte der Massenströme.
  7. Vorrichtung nach Anspruch 1 Dadurch gekennzeichnet, dass das Leitsystem (3), ggf. beeinflusst durch das Steuersystem (4) mittels flexibler Textilien, Netze, Seile oder sonstigem mindestens zeitweise und mindestens technisch teilweise gebildet werden.
  8. Vorrichtung nach Anspruch 1 Dadurch gekennzeichnet, dass das luftatmende Triebwerkssystem (2) zu Startzwecken oder zur Unterstützung im Betrieb durch zusätzliche bewegliche Einspeisung eines mitgeführten Oxidators betrieben wird.
  9. Vorrichtung nach Anspruch 1 Dadurch gekennzeichnet, dass mindestens eines der folgenden Systeme abtrennbar gestaltet wird: luftatmendes Triebwerkssystem (2), Leitsystem (3), Steuersystem (4).
  10. Vorrichtung nach Anspruch 1 Dadurch gekennzeichnet, dass mindestens eines der folgenden Systeme flexibel durch eine volumetrische Grundstruktur pneumatisch oder hydraulisch aufpressbarer Körper und flexibler Deckstruktur als veränderlich oder teilweise veränderlich in Form oder Position ausgeführt wird: luftaimendes Triebwerkssystem (2), Leitsystem (3), Steuersystem (4).
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