DE3617915C1

DE3617915C1 - Kombinationsantrieb

Info

Publication number: DE3617915C1
Application number: DE19863617915
Authority: DE
Inventors: Guenther Dr Schmidt
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1986-05-28
Filing date: 1986-05-28
Publication date: 1987-09-17
Also published as: FR2599428B1; GB8712602D0; GB2190964A; FR2599428A1

Description

Die Erfindung betrifft einen Kombinationsantrieb für Luftfahrzeuge, welche in der Atmosphäre und im luftleeren Raum operieren können, gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruches 1.

Aus der DE-AS 10 25 681 sind zwei verschiedene Kombinationsantriebe bekannt, welche sich zum einen durch Integration eines Flüssigkeits-Raketentriebwerkes in ein Turboluftstrahltriebwerk (Fig. 1, 2) und zum anderen durch Integration eines Flüssigkeits-Raketentriebwerkes in ein Staustrahltriebwerk (Fig. 3) ergeben. Die Abgasstrahlen der Rakete und des jeweiligen Luftstrahltriebwerkes werden in einer gemeinsamen, großen Schubdüse (2, 22) zusammengefaßt. Damit wird der Zweck verfolgt, die Schubleistung des Luftstrahltriebwerkes im Bedarfsfall durch Zuschalten des Raketentriebwerkes zu erhöhen. Dabei stellt das Luftstrahltriebwerk jeweils das Haupttriebwerk, die Rakete das Hilfstriebwerk dar.

Es wird auch ein Verbundantrieb erwähnt, welcher ein Turbinenstrahltriebwerk, ein Staustrahltriebwerk und eine Rakete umfaßt, wobei die Hilfsrakete innerhalb der Umgrenzung eines Haupttriebwerkes angeordnet ist. Es ist jedoch kein Hinweis vorhanden, wie alle drei Triebwerkstypen konstruktiv zusammengefaßt werden sollen.

Ein Projekt, welches derzeit weltweit in der Luft- und Raumfahrt stark an Bedeutung gewinnt, ist das sogenannte Raumflugzeug. Dieses vereinigt in sich die Eigenschaften eines aerodynamischen Flugzeuges und einer Trägerrakete. Es kann also wie ein normales Flugzeug auf üblichen Flugplätzen horizontal starten und landen. Darüber hinaus ist es in der Lage, so große Geschwindigkeiten und Reichweiten zu erzielen, daß es nach Art einer Rakete die Atmosphäre verlassen und auf eine Umlaufbahn gelangen kann. Die Verwirklichung eines solchen Projektes hängt größtenteils von der Wahl eines geeigneten Antriebes ab, welcher bei Atmosphärendruck genauso optimal funktionieren soll wie im Vakuum und welcher Geschwindigkeitsbereiche bis Ma=12 und darüber ermöglichen muß. Im Hinblick auf Nutzlast, Reichweite, Flugdauer etc. ist dabei zu berücksichtigen, daß der Antrieb gewichtsgünstig und kompakt konstruiert ist und unter allen Bedingungen mit einem minimalen Treibstoffverbrauch arbeitet.

Der in der DE-AS 10 25 681 offenbarte Kombinationsantrieb (3 Betriebsarten) ist trotz anderer Aufgabenstellung prinzipiell für eine derartige Flugmission geeignet. Für seine Verwirklichung fehlt aber ein brauchbares technisches Konzept.

Somit liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, den aus der DE-AS 10 25 681 bekannten Kombinationsantrieb mit Raketentriebwerk, Staustrahltriebwerk und Turboluftstrahltriebwerk konstruktiv so auszugestalten, daß sich eine möglichst einfache, robuste, kompakte und leichtgewichtige Antriebseinheit ergibt, welche speziell für den Einsatz bei sog. Raumflugzeugen geeignet ist.

Diese Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 gekennzeichneten Merkmale gelöst.

Der Kombinationsantrieb besteht also aus einem kompletten Raketentriebwerk mit Schubdüse und einem Luftstrahltriebwerk, welches das Raketentriebwerk umschließt. Das Luftstrahltriebwerk stellt konstruktiv eine koaxiale Integration des Turboluftstrahltriebwerkes in das Staustrahltriebwerk dar. Da nur ein Strömungskanal vorhanden ist, ist das Luftstrahltriebwerk mit einem wahlweise zuschaltbaren Axial-Niederdruckverdichter ausgestattet, dessen Beschaufelung in eine inaktive Stellung bei Staustrahlbetrieb verschwenkt werden kann. Der Axial-Niederdruckverdichter ist antriebsmäßig mit dem Raketentriebwerk gekoppelt, er wird nämlich von der gleichen Turbine in Drehung versetzt wie die Förderaggregate für Brennstoff und Oxidator des Raketentriebwerkes. Es versteht sich, daß zwischen Turbine und Verdichter ein Getriebe zur Drehzahlanpassung sowie eine Kupplung zur Leistungsübertragung/-unterbrechung angeordnet sein müssen. Die sonst bei Turboluftstrahltriebwerken üblichen, nachgeschalteten Turbinenstufen für den Verdichterantrieb sind hier nicht vorhanden. Zur Unterstützung der Verdichterarbeit ist vorgesehen, wenigstens einen Teil der atmosphärischen Luft mittels eines Kühlers vorzuverdichten, welcher vom kalten, flüssigen Brennstoff durchströmt wird.

Die Unteransprüche 2 bis 4 enthalten bevorzugte Ausführungen des Kombinationsantriebes nach Anspruch 1.

Danach ist es möglich, das Raketentriebwerk sowohl als Hauptstromtriebwerk als auch als Nebenstromtriebwerk auszuführen, wobei im zweiten Fall ein mit der Raketenbrennkammer verbindbarer Hochdruckverdichter mit Kühler vorgesehen werden kann. Dadurch kann - im Hinblick auf weitere Treibstoffersparnis - auch das Raketentriebwerk in der Atmosphäre mit Umgebungsluft als gasförmigem Oxidator betrieben werden.

Die Erfindung wird nachfolgend anhand der in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiele noch näher erläutert. Dabei zeigen in schematischer Darstellung:

Fig. 1 einen Längsmittelschnitt durch einen Kombinationsantrieb mit Hauptstrom-Raketentriebwerk,

Fig. 2 einen Längsmittelschnitt durch einen Kombinationsantrieb mit Nebenstrom-Raketentriebwerk,

Fig. 3 einen Längsmittelschnitt durch einen Kombinationsantrieb mit Nebenstrom-Raketentriebwerk sowie mit einem Hochdruckverdichter für Raketenbetrieb mit Umgebungsluft als Oxidator.

Der in Fig. 1 dargestellte Kombinationsantrieb 1 ist mit einem Raketentriebwerk 2 in Hauptstrombauart ausgestattet. Bei diesem wird der Brennstoff, hier flüssiger Wasserstoff, unter Sauerstoffmangel in der Vorbrennkammer 7 teilweise und danach in der Raketenbrennkammer 5 vollständig verbrannt. Die aus der Vorbrennkammer 7 strömenden Gase treiben die Turbine 10 an, welche über Wellen und Getriebe mit der LH₂-Pumpe 12 und der LOX-Pumpe 14 verbunden ist. Außerdem treibt die Turbine 10 über eine lösbare Kupplung 18 nach Bedarf den Axial-Niederdruckverdichter 22 an. Zwischen Kupplung 18 und Verdichter 22 ist ein nicht dargestelltes Getriebe angeordnet, welches die hohe Turbinendrehzahl auf die erforderliche, niedere Fan-Drehzahl reduziert. Die vom Axial-Niederdruckverdichter angesaugte Luft durchströmt einen Kühler 20, durch den der flüssige, kalte Brennstoff fließt. Dadurch wird die Luftdichte erhöht, die Verdichterleistung verbessert. Danach strömt die Luft zur Brennstoffeinspritzvorrichtung 23, wird mit H₂ vermischt und gezündet, wodurch in der Expansionsdüse 24 der Triebwerksschub erzeugt wird. Bei gleichzeitigem Betrieb des Raketentriebwerkes 2 und des Luftstrahltriebwerkes 4 mischen sich deren Abgase in der Expansionsdüse 24.

In dieser und den weiteren Figuren nicht dargestellt ist die Ausführung des Triebwerkseinlaufes als Überschall-Staustrahlverdichter. Die hierfür erforderlichen Geometrien sind allgemein bekannt.

Eine andere Ausführungsart zeigt Fig. 2. Das Raketentriebwerk 3 ist hier in Nebenstrombauart ausgeführt, das heißt, ein Teil der im Raketenprozeß erzeugten Brenngase strömt nicht durch die Raketenbrennkammer 6 und nicht durch die Schubdüse der Rakete. Der Antrieb der LOX-Pumpe 15 und der LH₂-Pumpe 13 erfolgt nämlich mittels einer Turbine 11, welche ihre Treibgase aus einem separaten Gasgenerator 8 erhält. Nach Verlassen der Turbine 11 werden diese Treibgase dem Luftstrom des Luftstrahltriebwerkes 4 zugemischt. Im Antriebsstrang zur LH₂-Pumpe 13 ist noch ein Getriebe 17 dargestellt. Es ist zu erkennen, daß die Turbine 11 auch hier mit dem Axial-Niederdruckverdichter 22 verbunden ist, wobei Getriebe und Kupplung der Einfachheit halber nicht dargestellt sind. Der Aufbau des Luftstrahltriebwerkes 4 entspricht im wesentlichen demjenigen in Fig. 1.

Auch der in Fig. 3 dargestellte Kombinationsantrieb 1 umfaßt ein Raketentriebwerk 3 in Nebenstrom-Bauart. Die Turbine 11 dieses Triebwerkes treibt jedoch außer den Pumpen 13 und 15 und dem Axial-Niederdruckverdichter 22 über ein Getriebe 16 einen Hochdruckverdichter 19 an. Dessen Auslaß ist über eine absperrbare Leitung mit der Raketenbrennkammer 6 verbunden. Im Einlauf des Hochdruckverdichters 19 ist ein brennstoffdurchströmter Kühler 21 angeordnet. Auf diese Weise ist es möglich, das Raketentriebwerk 3 in der Atmosphäre mit stark unterkühlter, aber noch gasförmiger Umgebungsluft als Oxidator zu betreiben. Dadurch wird LOX gespart, welches für den Betrieb im Vakuum benötigt wird. Beim Austritt aus der Atmosphäre wird dann einfach auf flüssigen Sauerstoff umgeschaltet. Dabei ist es sinnvoll, den Hochdruckverdichter 19 mittels einer - nicht dargestellten - Kupplung vom Turbinenstrang abzukoppeln.

Claims

1. Kombinationsantrieb für Luftfahrzeuge, welche in der Atmosphäre und im luftleeren Raum operieren können, insbesondere für Raumflugzeuge, bestehend aus einem mit flüssigem Brennstoff und mit flüssigem und/oder gasförmigem Oxidator betriebenen Raketentriebwerk, aus einem das Raketentriebwerk umschließenden Staustrahltriebwerk mit einem Triebwerkseinlauf, welcher im Überschallbereich als Verdichter arbeitet, mit einer stromabwärts des Triebwerkseinlaufes angeordneten Brennstoffeinspritzvorrichtung und mit einer die Verbrennungsgase beider Triebwerke vereinigenden Expansionsdüse, sowie aus einem zusätzlichen Turboluftstrahltriebwerk, dadurch gekennzeichnet, daß das Turboluftstrahltriebwerk mit dem Staustrahltriebwerk zu einem integralen Luftstrahltriebwerk (4) zusammengefaßt ist, welches einen für beide Strahltriebwerksarten gemeinsamen Strömungskanal aufweist, daß zwischen Triebwerkseinlauf und Brennstoffeinspritzvorrichtung (23) ein wahlweise zuschaltbarer Axial-Niederdruckverdichter (22) angeordnet ist, welcher von der gleichen Turbine (10, 11) angetrieben wird wie die Förderaggregate für Brennstoff (12, 13) und Oxidator (14, 15) des Raketentriebwerkes (2, 3) und dessen Beschaufelung in eine strömungstechnisch möglichst widerstandsarme Stellung verschwenkt werden kann, und daß stromaufwärts des Axial-Niederdruckverdichters (22) im Inneren des Luftstrahltriebwerkes (4) ein vom flüssigen Brennstoff durchströmter Kühler (20, 21) für wenigstens einen Teil der aus der Atmosphäre entnommenen Luft angebracht ist.

2. Kombinationsantrieb nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Raketentriebwerk (2) als Hauptstromtriebwerk ausgeführt ist.

3. Kombinationsantrieb nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Raketentriebwerk (3) als Nebenstromtriebwerk ausgeführt ist.

4. Kombinationsantrieb nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß im Nabenbereich des Axial-Niederdruckverdichters (22) ein Hochdruckverdichter (19) angeordnet ist, dessen Auslaß mit der Raketenbrennkammer (6) absperrbar verbunden ist und daß im Einlauf des Hochdruckverdichters (19) ein brennstoffdurchströmter Kühler (21) vorgesehen ist.