DE3447991C2 - Schubtriebwerk für Hyperschallfluggeräte - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf den Antrieb von Luft- und Raumfahrzeugen für Betrieb in Erdnähe und im Raum in der Nähe der Erde.

Der Antrieb von Fahrzeugen mit hoher Geschwindigkeit um die Flugzeit auf die Erde gering zu halten oder ein Eintauchen in den Raum zu bewirken, hängt gegen­ wärtig davon ab, ob die Atmosphäre als Schubreaktions­ masse benutzt wird oder ob eine im Raumfahrzeug mit­ geführte Reaktionsmasse beim Vortrieb als Antriebs­ mittel ausgestoßen wird. Die ersteren sind im typischen Falle als Gasturbinentriebwerke oder Staustrahltrieb­ werke ausgebildet und die letzteren als Raketentrieb­ werke.

Die Gasturbinentriebwerke sind selbstanlaufend und können mit einer Vorwärtsgeschwindigkeit von 0 aus am Boden starten, sie sind jedoch im Flug infolge der im Kompressor herrschenden Bedingungen auf Geschwin­ digkeiten unter Mach 3,5 beschränkt, und zwar u. a. wegen der hohen Lufteinlaßtemperaturen. Die Staustrahl­ triebwerke arbeiten nur im Überschall-Bereich von etwa Mach 2 bis Mach 8 zufriedenstellend. Raketen haben keine Beschränkungen hinsichtlich der Geschwindigkeit, aber sie haben einen spezifischen Brennstoffverbrauch (Brennstoffströmung/Schubverhältnis) der um 10mal schlechter ist als die erstgenannten Triebwerkstypen in den überlappenden Geschwindigkeitsbereichen. Der Wunsch mit hoher Geschwindigkeit fliegende Fahrzeuge zu konstruieren hat dazu geführt, daß man zwei oder mehrere Typen von Triebwerken in dem gleichen Fahr­ zeug eingebaut hat, um das Leistungsziel zu erreichen. Allgemein beeinträchtigt jedoch die Masse des zu­ sätzlichen Triebwerks das gesteckte Leistungsziel der Kombination. Die Benutzung von reinen Raketen­ triebwerken für den Betrieb im Weltall hat not­ wendigerweise zu Stufenraketen geführt, selbst mit den leistungsfähigsten der praktikablen chemischen Antriebskombinationen, (flüssiger Sauerstoff/flüssiger Wasserstoff). Zusätzlich zu diesen technischen Pro­ blemen sind die Entwicklungskosten für Staustrahl­ triebwerke unvertretbar hoch, weil kostspielige Über­ schallwindtunnel-Prüfanlagen gebaut werden müssen, weil das Triebwerk nur bei hohen Geschwindigkeiten einsatzfähig ist.

Flüssiger Wasserstoff ist ein sehr wirksamer Brenn­ stoff, der die 2,8-fache Energie der äquivalenten Masse von Kerosin verbrannt mit Luft aufweist. Außer­ dem hat flüssiger Wasserstoff eine sehr niedrige Speichertemperatur (-252°C bei einer Atmosphäre- Dampfdruck) und eine sehr hohe spezifische Wärme in der Gas/Dampfphase (14 430 J/kg °K). Es ist daher möglich, den flüssigen Wasserstoff sowohl als Brenn­ stoff als auch als Wärmesenke für thermodynamische Zyklen mit dem Ziel zu benutzen, die einströmende Luft zu konditionieren, um sie für ein Luft atmendes Triebwerk geeignet zu machen, bevor die Luft die Kompressions- und Verbrennungsstufen durchläuft.

Es gibt drei Triebwerksysteme, die Wasserstoff auf diese Weise benutzen, nämlich das Triebwerk mit Flüssigluftzyklus; der invertierte Turbojet und der vorgekühlte Turbojet.

Die erste Bauart zeigt eine unzureichende Leistungssteigerung, die zweite Bauart kann nicht vom Boden aus starten und sich nicht im Unterschallbetrieb halten, und die dritte Bauart hat eine hohe Masse, obgleich sie eine gute Leistung bei hohen Ge­ schwindigkeiten aufweist und auch vom Boden aus starten kann.

Die Erfindung geht aus von einem Triebwerk für ein Raumfahrzeug mit einer Verbrennungseinrichtung und einer Schubdüse, der die Verbrennungsprodukte der Verbrennungseinrichtung zugeführt werden und aus der diese Verbrennungsprodukte ausgestoßen werden, um das Raumfahrzeug anzutreiben, wobei erste Mittel vorgesehen sind, um der Verbrennungseinrichtung Brennstoff und komprimierte Luft zuzuführen und zweite Mittel vorgesehen sind, um der Verbrennungseinrichtung flüssigen Brennstoff und einen flüssigen Oxidator zuzuführen. Ein solches Triebwerk ist aus der US-PS 3 747 339 bekannt. Dieses bekannte Triebwerk ist ein mit einer Rakete kombiniertes Staustrahltriebwerk, bei dem bei Geschwindigkeiten von über etwa Mach 3 flüssiger Sauerstoff als Hilfsoxidationsmittel benutzt wird. Der flüssige Sauerstoff wird zusätzlich zur Luft für den Verbrennungsprozeß benutzt, wobei unter gewissen Bedingungen sowohl flüssiger Sauerstoff als auch Luft der Brennkammer zugeführt werden.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein gattungsgemäßes Triebwerk im Aufbau zu vereinfachen und so auszubilden, daß es einem damit ausgerüsteten Flugkörper in jeder Höhenlage hohe Vorwärtsgeschwindigkeiten bei großem Wirkungsgrad verleiht.

Gelöst wird die gestellte Aufgabe durch die im Kennzeichnungsteil des Patentanspruchs 1 angegebenen Merkmale. Demgemäß wird bei dem erfindungsgemäßen Triebwerk eine einzige Brennkammer benutzt, die gesteuert gefahren wird, so daß der Einbau mehrerer Triebwerksanlagen oder Anlageteilen entbehrlich wird, was eine Einsparung an Kosten und Gewicht bedeutet.

Das erfindungsgemäße Triebwerk arbeitet in geringen Höhen mit Luftatmung bis zu einer Überschallgeschwindigkeit, worauf die Steuervorrichtung eine Umschaltung auf Raketenbetrieb vornimmt, wobei ein Oxidationsmittel hoher Energie zusammen mit flüssigem Wasserstoff benutzt werden. Die Triebwerksmasse ist genügend klein, um ein Luftfahrzeug oder ein Einstufen-Raumfahrzeug zu verwirklichen, ohne Zuflucht zu ausgedehnten kostspieligen Verfahrensschritten nehmen zu müssen.

Zweckmäßige Ausgestaltungen der Erfindung ergeben sich aus den Ansprüchen 2-24.

Im wesentlichen können Wasserstoff-Brennstoff und Einlaßluft in der Betriebsart mit Luftatmung als einziges thermodynamisches System betrachtet werden. Der Abfall der Entropie des thermodynamischen Systems infolge Kompression der Luft wird ausgeglichen durch die Verstärkung der Entropie des Wasserstoffs durch dessen Temperaturanstieg. Zusätzlich wird die gesamte thermische Kapazität des Luft/Wasserstoffsystems benutzt, um die kinetische Energie der Einlaßluft bei hohen Flug-Mach-Zahlen zu absorbieren, da die Enthalpie in dem Strömungsmittel ansteigt, wodurch die Zyklus-Spitzentemperaturen auf Werte innerhalb der heutigen Technologie begrenzt werden. Wenn nicht Umstände des Raumfahrzeuges selbst einen früheren Übergang von Luftatmung auf Raketenbetrieb diktieren, sind es die Grenzen der thermischen Kapazität des Arbeits­ mittels und der Materialtechnologie, die die Mach-Zahl vorschreiben, bei der der Übergang erfolgen muß. Dies ist bei der heutigen üblichen Technologie etwa Mach 6. Dadurch, daß man den Luft­ förderdruck so einstellt, daß er äquivalent ist jenen Werten bei Raketentriebwerken, und indem man eine Wasserstoffströmung gemäß den thermody­ namischen Erfordernissen statt gemäß den Verbren­ nungserfordernissen einstellt, erweist es sich als möglich, eine einzige Verbrennungssystem/Expansions­ düse und eine einzige Wasserstoff-Turbopumpe für beide Antriebsphasen zu benutzen. Während der Luft­ atmungsphase ist die Pumpe für das Oxydationsmittel nicht im Gebrauch, und in der Raketenphase sind Einlaßluft/Flüssigbrennstofftauscher und Luftkom­ pressoren durch die jeweiligen Ventile außer Betrieb gesetzt.

Nachstehend werden Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigen:

Fig. 1 eine schematische Darstellung einer Ausführungsform eines erfindungsgemäß ausgebildeten Triebwerks;

Fig. 2A eine Darstellung der Brennkammer und der Schubdüse des Triebwerks gemäß Fig. 1 in der Betriebsart "Luftatmung";

Fig. 2B eine der Fig. 2A entsprechende Ansicht, wobei jedoch Brennkammer und Schubdüse in der Betriebsart "Raketenantrieb" dargestellt sind;

Fig. 3 eine Darstellung einer gegenüber Fig. 1 abgewandelten Ausführungsform eines Einlaß-Wärmetauschers;

Fig. 4 die grundsätzliche Triebwerksauslegung;

Fig. 5 eine graphische Darstellung der wirksamen Triebwerksabgasgeschwindigkeit gegenüber der Mach-Zahl bei einem typischen Triebwerk.

In Fig. 1 ist ein Luft-Raumfahrzeug-Triebwerk 10 dargestellt, welches eine Pumpenturbine 12 auf­ weist, die eine Flüssig-Wasserstoffpumpe 14 und eine Pumpe 16 für ein flüssiges Oxydationsmittel auf­ weist. Ferner sind vorgesehen: ein Niederdruckkom­ pressor 18, der von einer Turbine 20 angetrieben wird; ein Hochdruckkompressor 22, der von einer Turbine 24 angetrieben wird; zwei Lufteinlaßwärmetauscher 26 und 28; eine Brennkammer 30 mit einem zugeordneten Wärme­ tauscher 32; eine Schubdüse 34 mit einem zugeordneten Wärmetauscher 36. Die Wärmetauscher 26, 28 empfangen Einlaßluft über einen Überschalleinlaß 38 (Fig. 4) und flüssigen Wasserstoff über ein Absperrventil 40.

Der am weitesten stromauf liegende Wärmetauscher 26 empfängt auch vom Kompressor 22 komprimierte Luft, die dann nach der Brennkammer 30 über ein Absperrventil 42 abfließt. Der Wasserstoff- Brennstoff strömt, nachdem er die Wärmetauscher 26, 28 passiert hat, nach dem Brennkammer-Wärme­ tauscher 32 in gasförmigem Aggregatzustand über ein Absperrventil 44 und den Schubdüsen-Wärme­ tauscher 36.

Der Wärmetauscher 32 ist so angeordnet, daß Wärme aus den Verbrennungsprodukten auf den flüssigen Wasserstoff entweder direkt über Wärmetauscher- Elemente oder indirekt über die Kühlmäntel der Kammer übertragen wird, während die Wasserstoff- Strömung durch den Wärmetauscher 36 die Wände der Schubdüse kühlt und den Wasserstoff aufheizt.

Der erhitzte Wasserstoff aus dem Wärmetauscher 32 und/oder der Wasserstoff vom Wärmetauscher 36 (je nach Betriebsart des Triebwerks) treibt die Pumpen­ turbine 12, die die Pumpen 14 und 16 antreibt, und das flüssige Oxydationsmittel strömt nach der Brenn­ kammer 30 über ein Absperrventil 46. Der Ausfluß der Turbine 12 wird in zwei Ströme unterteilt und einer davon strömt über ein Steuerventil 48 nach der Brenn­ kammer und der andere Strom gelangt über ein Absperr­ ventil 50 nach der anderen der Turbinen 24, 20.

Ein Leistungssteuerventil 52 läßt den erhitzten Wasserstoff direkt nach der Brennkammer strömen, und ein Temperatur-Steuerventil 4 steuert die Strömung des erhitzten Wasserstoffs vom Wärme­ tauscher 36 in den Wasserstoff, der nach der Pumpenturbine 12 strömt. Ein Steuerventil 56 schafft die Möglichkeit, daß die Einlaßluft im Nebenstrom an den stromaufwärtigen Wärmetauscher 26 vorbei und direkt in den Wärmetauscher 28 fließt.

Das Triebwerk kann in zwei Betriebsarten arbeiten. Die eine Betriebsart ist "Luftatmung" und sie wird benutzt, um das Raumfahrzeug auf eine Geschwindig­ keit zu beschleunigen, bei der das Triebwerk auf Raketenbetrieb umgeschaltet werden kann.

Für die anfängliche Beschleunigung des Raumfahr­ zeuges bis auf die Übergangs-Mach-Zahl wird das Triebwerk mit Luftatmung betrieben und die Pumpe 16 für das Oxydationsmittel ist von dem Zyklus durch Schließen des Ventils 46 abgesperrt, während die Ventile 40, 42, 44 und 50 offen sind. Diese Zyklusoperation für diese Betriebsart wird nunmehr beschrieben.

Die Pumpe 16 für flüssigen Wasserstoff fördert Brenn­ stoff aus den Fahrzeugtanks und hebt den Druck im typischen Fall auf mehrere 100 bar an, mit der der Wasserstoff dann gefördert wird. Dann wird der Wasser­ stoff nach dem Wärmetauscher 28 und dann nach dem Wärmetauscher 26 gefördert, wodurch eine Vorkühlung der in den Kompressor 18 eintretenden Einlaßluft bewirkt wird. Die Luft mit niedriger Temperatur im typischen Fall -190 bis 170°C wird über Kom­ pressoren 18 und 22 auf einen Förderdruck von mehreren 100 bar komprimiert mit einer Temperatur von etwa 130 bis 230°C.

Die relativ kühle Hochdruckluft wird durch den Wärmetauscher 26 geschickt, um den Wasserstoff bei der Vorkühlung der Einlaßluft bei hohen Mach- Zahlen zu unterstützen. Bei niedrigen Mach-Zahlen wird die Einlaßluft im Nebenschluß um den Wärme­ tauscher 26 über das Steuerventil 56 herumgeführt, um die Druckverluste am Kompressoreinlaß zu ver­ mindern.

Die Hochdruckluft vom Wärmetauscher 26 wird der Brennkammer 30 zugeführt, wo eine Verbrennung mit dem Hauptteil des Wasserstoffs in einem Vorbrenner 30a (Fig. 2A) erfolgt, wodurch Abgasprodukte mit hoher Temperatur zum Schubantrieb erzeugt werden. Eine kleine Wasserstoffströmung gelangt nach einem Hauptbrenner 30b über eine Einschnürung 30c, um den Hauptbrenner bei dieser Betriebsart kühl zu halten. Der Hochdruck-Wasserstoff vom Wärmetauscher 26 wird durch den Wärmetauscher 32 in der Brennkammer 30 ge­ leitet, um eine Aufheizung im typischen Fall auf 650°C zu bewirken. Ein Nebenschlußventil 54 ermöglicht eine Temperatur-Steuerung des Wasserstoffs. Aus der Brennkammer wird heißer Wasserstoff durch die Turbine 12 geleitet, um die Wasserstoffpumpe 14 anzutreiben. Am Austritt der Turbine 12 wird ein Teil des Wasserstoffs in die Brennkammer 30 zurück­ geführt, um sie als Brennstoff zur Verbrennung mit Luft zu benutzen, während der übrige Wasserstoff durch die Turbinen 24 und 20 geleitet wird, um die Kompressoren 22 und 18 anzutreiben. Der Wasserstoff am Austritt der Turbine 20 wird über Bord über eine Schubdüse 58 entlüftet, um einen zusätzlichen Schub dadurch zu erzielen.

Der Leistungspegel, unter dem das Triebwerk arbeitet, kann über das Nebenschlußventil 52 gesteuert werden, welches die Strömung moduliert und demgemäß auch die Ausgangsleistung der Turbine 12. An der Übergangs- Mach-Zahl werden die Ventile 42, 50 und 44 geschlos­ sen, und das Ventil 46 wird geöffnet (vgl. Fig. 2B). Hierdurch wird wirksam der Luft atmende Abschnitt des Triebwerks isoliert und das Triebwerk wird auf Raketen­ betrieb mit hoher Ausdehnungsleistung umgestellt. Sowohl die Vorbrenner 30a als auch die Hauptbrenner 30b werden mit flüssigem Oxydationsmittel und Wasserstoff gespeist, und die Anteile, die die jeweiligen Brenner erhalten, werden durch Einschnürungen 30d und 30e ge­ steuert. Die Vorbrenner empfangen gerade genug Oxy­ dationsmittel, um eine Vorbrennertemperatur von etwa 1000°C aufrecht zu erhalten, während die Hauptbrenner mit etwa 3600°C arbeiten. Die spezielle Funktion des Ventils 44 besteht darin, Brennstoff in die regenera­ tive Kühlung der Brennkammer im Raketenbetrieb zu leiten, d. h. in den Wärmetauscher 36. Es kann eine Film­ kühlung in wirksamer Weise bei Luftatembetrieb benutzt werden, wobei etwas an dem erforderlichen Wasserstoffpumpenspeisedruck eingespart werden kann. Die Filmkühlung ist bei Raketenbetrieb jedoch nicht empfehlenswert. Bei Raketenbetrieb kann es notwendig sein, den Turbinenrückdruck auf die Pumpenturbine 12 durch Benutzung eines Steuerventils 48 etwas zu ändern.

Der apparative Aufbau zur Verwirklichung der Er­ findung umfaßt die Technologie eines Standard- Gasturbinen- und Raketentriebwerks. Die relativ niedrigen Turbinentemperaturen in den Turbinen 24 und 20 bringen eine weitere Gewichtsersparnis durch Verwendung von Leichtmetall-Legierungen.

Um den Betrieb der Kompressoren 18 und 22 auf die Turbinen 20 und 24 abzustimmen, kann es erforder­ lich sein Teileinlaß- oder Wiedereintritts-Turbinen zu benutzen. Stattdessen kann ein Getriebe mit kleinen hochtourigen Volleinlaßmaschinen benutzt werden. Im Interesse von Gewicht und Betriebssicherheit kann es leicht dahinzunehmen sein, einige kleine Verluste in Kauf zu nehmen und die Turbinen nicht unter opti­ malen Bedingungen mit vollem Eintritt und direkten Antriebskupplungen nach den Kompressoren zu benutzen. So können die Turbinen und Kompressoren 20, 24 und 18, 22 als Doppelwellensystem ausgebildet sein, wie es bei Gasturbinentriebwerken üblich ist. Für alle Varianten steht eine bekannte Technologie zur Verfügung. Die Turbinen müssen wahrschein­ lich geschwindigkeitsgebundene Impulsstufen auf­ weisen.

Die Wärmetauscher erfordern eine beträchtliche technologische Entwicklung um eine betriebs­ sichere hard-ware mit leichtem Aufbau zu erreichen. Es wurde eine Ausbildung eines Kreuz-Gegenstrom- Serpentinenrohrtyps überprüft, welches Rohre mit kleinen Bohrungen benutzt (1,0 bis 0,5 mm Durch­ messer) mit sehr dünnen Wänden (0,05 bis 0,025 mm Dicke), die aus einer Nickellegierung, beispiels­ weise aus Inconel 625 bestehen). Derartige Wärme­ tauscher besitzen eine sehr kurze Tiefe in Richtung der Niederdruckluftströmung (etwa 50 mm) und sie besitzen eine große Fläche normal zur Strömung. Es ist daher notwendig, sie zu falten um die Front­ fläche des Triebwerks zu verringern. Hierdurch wird die Einlaßlänge vergrößert, aber in der Praxis be­ stehen keine wesentlichen Integrationsprobleme beim Einbau in das Fahrzeug. Ausbildungen dieser Bauart werden durch die Forderung nach geringen Druckver­ lusten nach dem Luftkompressoreinlaß forciert. Alternative Ausbildungen des Wärmetauschers können benutzt werden, die auf bestehenden Wärmetauscher- Grundsätzen beruhen und Reihen von Spiralrohren be­ nutzen.

Im folgenden wird auf Fig. 4 Bezug genommen. Hier ist eine mögliche Ausbildung der Triebwerks­ bauteile dargestellt. Diese würden in der Praxis so angeordnet, daß sie in den Rahmen des Luft­ fahrzeuges integriert würden.

lm folgenden wird auf Fig. 5 Bezug genommen. Hier ist die Änderung der wirksamen Abgasgeschwindigkeit einer In-Line-Triebwerksanordnung gegenüber der Mach- Zahl dargestellt. Eine konstante wirksame Luftge­ schwindigkeit von 926 km/h wurde zur Berechnung benutzt und der Einlaßmomentwiderstand war auch eingeschlossen. Dieser Parameter ergibt multipliziert mit der Antriebsmittelströmung des Triebwerks den Triebwerksschub. Während des Luft­ atmungsbetriebes liegen die Werte zwischen 23 300 m/s und 13 100 m/s. Dies ist zu vergleichen mit etwa 4550 m/s für Flüssigsauerstoff-Flüssigwasserstoff- Raketen. Das Schub/Gewichts-Verhältnis des Trieb­ werks bei Luftatmungsbetrieb kann zwischen 14 : 1 und 20 : 1 liegen, je nach den Trajektorerfordernissen, und bei Raketenbetrieb kann der Bereich zwischen 30 : 1 und 40 : 1 liegen. Diese Werte sind gut vergleichbar mit Hubstrahltriebwerken (16 : 1) und reinen Raketen­ triebwerken (65 : 1 bis 100 : 1). Das spezielle be­ schriebene Ausführungsbeispiel ist eines aus der Klasse von Triebwerken, die das Prinzip einer Luft­ kompression unter ideellen isentropischen Bedingungen für das System benutzen, welches Brennstoff und Luft im Hinblick auf die Überwindung thermischer Be­ schränkungen benutzt wobei einfachere Zyklen isentropische Prozesse mit einem einzigen Strö­ mungsmittel benutzen. Das oben beschriebene Aus­ führungsbeispiel wurde seiner Einfachheit wegen entwickelt. Im Prinzip könnte die Kompression der Luft bei jeder Kompressor-Einlaßtemperatur erfolgen und eine Hitzeabfuhr könnte durch Kompressor zwischen Kühler nach einem Turbinenzyklus erfolgen, der durch Wasserstoff angetrieben wird. Ein solcher Zyklus würde viel mehr Wärmeaustauscher-Kompressorstufen und Tur­ binenstufen erfordern, und außerdem eine erhöhte Ar­ beitsmittelströmung, aber es könnten Vorteile inso­ fern erreicht werden, als sehr niedrige Lufttempera­ turen vermieden werden.

Bei dem beschriebenen Ausführungsbeispiel werden beide Arbeitsströmungsmittel direkt in den Wärmetauschern 26 und 28 benutzt, um die Einlaßluft vorzukühlen. Eine Alternative bestände darin, das eine oder andere Arbeitsmittel (Wasserstoff oder Luft) zu benutzen, um als thermische Transportschleife von den Wärme­ tauschern 26, 28 nach einem zusätzlichen Wärmetauscher mit anderen Strömungsmitteln zu führen. Nach Übertra­ gung der Wärme könnte dann das Kühlmittel den Wärme­ tauschern 26 und 28 zur weiteren Erhitzung zugeführt werden. Eine weitere Ausgestaltung der Ausbildung nach Fig. 3 würde dann eine thermische Transport­ schleife von den Wärmetauschern 26 und 28 bewirken, wobei ein Strömungsmittel und nicht ein Antriebs­ mittel insgesamt in einer Schleife 60 enthalten ist, welche durch eine Pumpe 62 angetrieben wird, welche mit einem weiteren Wärmetauscher 64 im Antriebsmittel­ kreis zur Abführung der Hitze enthalten ist. Diese Art der Lösung könnte benutzt werden, um zu ver­ meiden, daß Wasserstoff und Luft in dem gleichen Wärmetauscher befindlich sind, wenn eine solche Aus­ bildung sich als gefährlich erweisen sollte.

Im folgenden wird auf Fig. 1 Bezug genommen. Die Turbinen-Strömungs-Wärme-Zusatzvorrichtung 32, die als Wärmetauscher in der Vorverbrennungseinrichtung 30 ausgebildet ist, könnte durch einen Hilfsbrenner ersetzt werden, der Brennstoff und Luft benutzt mit dem Nachteil, daß sich schwerwiegendere Steuerpro­ bleme ergeben, da die Enthalpie der Luft ansteigt, wenn die Mach-Zahl sich vergrößert.

Gemäß einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung kann das die Turbine treibende Medium eine Gasströmung umfassen, die aus der Brennkammer unter geeigneter Temperatur und geeignetem Druck abgezapft ist. Diese Technik ist aus der bestehenden Raketen-Technologie bekannt. Eine solche Anordnung würde die Notwendig­ keit eines Hilfsbrenners oder eines Wärmetauschers vermeiden.

Zusätzlich zu der beschriebenen Ausbildung können weitere Schubverstärkungen erreicht werden, in­ dem an wasserstoffreiche Turbinenabgase in einer Hilfsschubvorrichtung, beispielsweise in einem Nachbrenner-Nebenstromkanal oder einer äußeren Staustrahldüse benutzt wird.

Claims (24)

1. Triebwerk (10) für ein Raumfahrzeug mit einer Verbrennungseinrichtung (30) und einer Schubdüse (34), der die Verbrennungsprodukte der Verbrennungseinrichtung (30) zugeführt werden und aus der diese Verbrennungsprodukte ausgestoßen werden, um das Raumfahrzeug anzutreiben, wobei erste Mittel vorgesehen sind, um der Verbrennungseinrichtung Brennstoff und komprimierte Luft zuzuführen und zweite Mittel vorgesehen sind, um der Verbrennungseinrichtung flüssigen Brennstoff und einen flüssigen Oxidator zuzuführen, dadurch gekennzeichnet, daß eine Steuereinrichtung vorgesehen ist, um selektiv die ersten und zweiten Mittel so zu schalten, daß dann, wenn die einen Mittel wirksam sind, die anderen Mittel abgeschaltet werden und daß das Triebwerk einen Wärmeaustauscher aufweist, um die Luft vor ihrer Kompression durch Wärmeaustausch mit dem Brennstoff in flüssiger Form abzukühlen, wenn die ersten Mittel wirksam sind, und daß die Steuereinrichtung eine Ventilanordnung aufweist, um die Strömungen von Luft, Brennstoff und Oxidator zu steuern.

2. Triebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß wenigstens zwei Wärmeaustauscher (26, 28) vorgesehen sind, wobei der am weitesten stromauf liegende Wärmeaustauscher (26) Einlaßluft in Wärmeaustauschbeziehung mit flüssigem Hochdruckbrennstoff und die Druckluft des Kompressors (18, 22) empfängt, wobei ein Ventil (56) vorgesehen ist, um einen Nebenstrompfad zu dem am weitesten stromaufwärtigen Wärmeaustauscher (26) zu schaffen.

3. Triebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Kompressor einen Niederdruckkompresor (18) und einen Hochdruckkompressor (22) aufweist, die jeweils über eine Welle von einer Niederdruckturbine und einer Hochdruckturbine (24) angetrieben werden und daß der Niederdruck­ kompressor (18) ein mehrstufiger Axialkompressor ist und der Hochdruckkompressor (22) ein mehrstufiger Zentrifugalkompressor.

4. Triebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß eine Flüssigbrennstoffpumpe (14) und eine Pumpe (16) für flüssiges Oxydationsmittel vorgesehen sind, und daß beide Pumpen von einer Turbine (12) angetrieben werden.

5. Triebwerk nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Verbrennungseinrichtung (30) einen Wärmetauscher (32) aufweist, in dem Brennstoff in Wärmeaustauschbeziehung mit den Verbrennungsprodukten steht, wobei der erhitzte Brennstoff die Pumpenturbine (12) und die Turbinen (24, 20) für den Kompressor (22, 18) speist.

6. Triebwerk nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß ein Teil des erhitzten Brennstoffs, der von der Pumpenturbine (12) ausströmt, der Verbrennungseinrichtung (30) zugeführt wird, um entweder mit komprimierter Luft oder mit flüssigem Oxydationsmittel verbrannt zu werden.

7. Triebwerk nach Anspruch 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, daß ein Steuerventil (52) vorgesehen ist, um den Brennstoff im Nebenstrom an dem Wärmeaustauscher (32) der Verbrennungseinrichtung (30) vorbeizuführen.

8. Triebwerk nach einem der Ansprüche 5, 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, daß ein Steuerventil (54) vorgesehen ist, um erhitzten Brennstoff von dem Wärmetauscher (32) der Verbrennungseinrichtung (30) und von den Pumpenturbinen (12) direkt nach der Verbrennungseinrichtung abzuziehen (30).

9. Triebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche 5 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß ein Steuerventil (48) zwischen dem Auslaß der Pumpenturbine (12) und dem Einlaß der Verbrennungseinrichtung (30) angeordnet ist, um den Rückdruck auf die Pumpenturbine (12) zu steuern.

10. Triebwerk nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der flüssige Brennstoff mit Luft zusammen in einer Brennkammer verbrannt wird, die von der Verbrennungseinrichtung getrennt ist, und daß die Verbrennungsprodukte benutzt werden, um die Pumpenturbine (12) und die Kompressorantriebsturbinen (24, 20) anzutreiben.

11. Triebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Schubdüse (34) einen Wärmeaustauscher (36) aufweist, der Hochdruckbrennstoff in Wärmeaustauschbeziehung mit den Verbrennungsprodukten empfängt, wodurch der Brennstoff erhitzt wird, bevor er mit dem flüssigen Oxydationsmittel verbrannt wird, wobei die Schubdüse (34) gekühlt wird.

12. Triebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Ventilanordnung ein Absperrventil (46) zwischen der Pumpe (16) für flüssiges Oxydationsmittel und der Verbrennungseinrichtung (30) aufweist.

13. Triebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Ventileinrichtung ein Absperrventil (50) zwischen der Pumpenturbine (12) und der den Kompressor (22) treibenden Turbine (24) aufweist.

14. Triebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Ventilanordnung ein Absperrventil (40) stromab der Flüssigbrennstoffpumpe (14) und stromauf des Einlaßluft-Wärmetauschers (28) aufweist.

15. Triebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Ventileinrichtung ein Ventil (44) zwischen der Brennstoffzufuhr und dem Wärmetauscher (32) der Verbrennungseinrichtung aufweist.

16. Triebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Ventileinrichtung ein Absperrventil (42) zwischen dem Auslaß der komprimierten Luft aus dem Wärmeaustauscher (26) und der Verbrennungseinrichtung (30) aufweist.

17. Triebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Brennstoff Wasserstoff und das flüssige Oxydationsmittel Sauerstoff ist.

18. Triebwerk nach Anspruch 1, mit den folgenden Merkmalen:
- eine Brennkammer (30) mit zugeordnetem Wärmeaustauscher (32)
- eine Schubdüse (34) mit zugeordnetem Wärmeaustauscher (36)
- eine Pumpe (14) für flüssigen Wasserstoff
- eine Pumpe (16) für flüssigen Sauerstoff
- eine Antriebsturbine (12) für die Pumpen (14, 16) für Brenn­ stoff und Oxydationsmittel;
- ein Kompressor (18, 22), der in Strömungsrichtung hintereinander einen ersten Wärmeaustauscher (26), einen zweiten Wärmeaustauscher (28), einen Niederdruckkompressor (18), der von einer Niederdruckturbine angetrieben wird und einen Hochdruckkompressor (22) aufweist, der von einer Hochdruckturbine (24) angetrieben wird,
wobei das Triebwert in zwei Betriebsarten arbeitet:
in der ersten Betriebsart arbeitet das Triebwerk als Luft atmendes Triebwerk vom Stillstand bis zu einer Geschwindigkeit von etwa Mach 6,0, wobei das flüssige Oxidationsmittel durch das Oxidationsmittelsteuerventil (46) daran gehindert wird, in die Brennkammer zu strömen, und wobei flüssiger Wasserstoff mit Hochdruck über ein erstes Brennstoffsteuerventil (40) durch die Wärmeaustauscher des Luftatmungsabschnitts in Wärmeaustauschbeziehung mit der Einlaßluft gebracht wird, um die Einlaßluft zu kühlen, bevor sie in dem Niederdruckkompressor und dem Hochdruckkompressor verdichtet wird und wobei der Wasserstoff in Gasform dem Wärmeaustauscher (32) der Brennkammer (30) über das zweite Brennstoffsteuerventil (44) zugeführt wird und die komprimierte Luft der Brennkammer über ein Druckluft-Steuerventil (42) zugeführt wird, und wobei der Brennstoff im Wärmeaustauscher der Brennkammer durch Wärmeaustausch mit den Verbrennungsprodukten erhitzt wird und der erhitzte Brennstoff benutzt wird, um die Turbine für die Brennstoff- und Oxydationsmittelpumpe anzutreiben, und wobei ein Teil der Abgase von der Turbine über ein drittes Flüssigbrennstoff-Steuerventil laufen, um die Turbinen der Luftkompressoren anzutreiben und nach der Atmosphäre über eine Abgasdüse entlüftet zu werden, während der Rest des Brennstoffs nach der Brennkammer gelangt, um mit der komprimierten Luft verbrannt zu werden und die Verbrennungsprodukte durch die Schubdüse austreten, um einen Antriebsschub zu erzeugen:
in einer zweiten Betriebsart des Triebwerks arbeitet dieses als Raketentriebwerk, wobei das zweite Brennstoffsteuerventil geschlossen ist, um Brennstoff über den Wärmeaustauscher der Schubdüse der Pumpenturbine (12) zuzuführen, während das dritte Brennstoffsteuerventil geschlossen ist, um zu verhindern, daß Brennstoff nach dem Luftkompressorantrieb gelangt, wobei das Druckluftsteuerventil geschlossen ist, um zu verhindern, daß eine Druckluftströmung nach der Brennkammer gelangt, und wobei das Steuerventil für flüssiges Oxydationsmittel so betätigt wird, daß das flüssige Oxydationsmittel nach der Brennkammer strömen kann, um mit dem flüssigen Wasserstoff zu reagieren und wobei die Verbrennungsprodukte durch die Schubdüse (34) ausgestoßen werden, um den Antriebsschub zu liefern und das Fahrzeug von einer Geschwindigkeit von Mach 6,0 auf die gewünschte Geschwindigkeit zu beschleunigen.

19. Triebwerk nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, daß die Luft vom Hochdruckkompressor (22) über den ersten Wärmeaustauscher (26) in Wärmeaustauschbeziehung mit der Einlaßluft strömt.

20. Triebwerk nach Anspruch 18 oder 19, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Wärmeaustauscher einen durch ein Lufteinlaßventil (56) gesteuerten Nebenschluß aufweist, um Einlaßluft direkt dem zweiten Wärmetauscher (28) bei niedrigen Mach-Zahlen zuzuführen.

21. Triebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche 18 bis 20, dadurch gekennzeichnet, daß ein viertes Brennstoff-Steuerventil (52) vorgesehen ist, um den Wärmeaustauscher (32) der Brennkammer (30) nebenzuschließen, damit ein Teil des flüssigen Brennstoffs direkt nach dem Einlaß der Pumpenturbine gelangen kann.

22. Triebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche 18 bis 21, dadurch gekennzeichnet, daß ein fünftes Brennstoffsteuerventil (48) zwischen dem Auslaß der Pumpenturbine (12) und dem Einlaß der Brennkammer (30) vorgesehen ist, um den Rückdruck auf die Pumpenturbine (12) zu ändern.

23. Triebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche 18 bis 22, dadurch gekennzeichnet, daß ein sechstes Brennstoffsteuerventil vorgesehen ist, um die Strömung von flüssigem Brennstoff von dem Brennkammerwärmeaustauscher (32) zwischen der Strömung der Pumpenturbine und der Strömung direkt nach der Brennkammer einzustellen.

24. Triebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche 18 bis 23, dadurch gekennzeichnet, daß ein zusätzlicher Lufteinlaß-Kühlwärmetauscher vorgesehen ist, in dem ein Strömungsmittel als Transportschleife von einem ersten nach einem zweiten Wärmeaustauscher wirkt, um die Wärme in den zusätzlichen Wärmeaustauscher auf ein anderes Kühlmittel zu übertragen.