DE3740645A1

DE3740645A1 - Mehrstufiges raumfahrt-transportsystem

Info

Publication number: DE3740645A1
Application number: DE19873740645
Authority: DE
Inventors: Elmar Dipl Ing Oberdoerffer
Original assignee: Dornier GmbH
Current assignee: Dornier GmbH
Priority date: 1987-12-01
Filing date: 1987-12-01
Publication date: 1989-06-15

Description

Die Erfindung betrifft ein mehrstufiges Raumfahrt-Transport system gemäß den Merkmalen des Oberbegriffs des Anspruchs 1.

Die Erfindung geht aus von Raumfahrt-Transportsystemen, zum Beispiel ballistischen oder halbballistischen Flugsystemen, das heißt solche wie Hyperschall-Raumgleitern mit ballisti schen in der Atmosphäre aerodynamisch unterstützten Auf stiegs- und/oder Abstiegsbahnen.

Bei solchen Systemen ist es bekannt, die erste Stufe mittels Turbo-Staustrahltriebwerken und die zweite Stufe mittels Raketentriebwerken zu betreiben.

Bekannt sind auch ein- bis dreistufige Raumtransporter, die als Parallel- oder Huckepackstufen ausgelegt sind. Dabei sind bei bekannten Raumtransporter-Ausbildungen Kon zepte für Horizontal- aber auch für Senkrechtstart vorge sehen.

Die einzelnen Stufen derartiger Raumtransporter kehren nach Auftragserfüllung jeder Stufe allein auf geeignete Lande plätze zurück.

Als Energiesysteme dienen für die erste Stufe zum Betrieb der luftatmenden Antriebsanlage flüssiger Wasserstoff (L H ₂) und für die zweite Stufe Raketentreibstoffe, die aus Brenn stoff und Oxidationsmittel bestehen. Dabei werden die Treib stoffe in flüssiger Form getrennt in Brennkammern einspritzt.

Der Auslegung und dem Betrieb von luftatmenden Triebwerken, die geeignet sind als Antrieb mittels dem nach dem Gattungs begriff des Anspruchs 1 ausgelegte Transportsysteme auf Ge schwindigkeiten beschleunigt werden können, die bei Trennung der einzelnen Stufen zur Verfügung stehen muß, um eine ak zeptable Nutzlast auf eine Orbitalbahn zu beschleunigen, stehen erhebliche Probleme entgegen. Diese Schwierigkeiten resultieren aus einer erforderlichen besonderen Ausbildung des Lufteinlaufs, eines großen Verstellbereichs der Düsen und dem Gesamtaufbau des Triebwerkes (Turbo-Jet, Ramm-Jet, Scram-Jet) und außerdem in höheren Bereichen der Geschwin digkeiten bei der Beschleunigung solcher Transportsysteme in extrem hohen Lufteinlauftemperaturen der Triebwerke und in der Überschallverbrennung.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es daher, die Trenn geschwindigkeit der Stufen des Transportsystems in einen Be reich zu legen, der es einerseits erlaubt eine im Verhältnis zum Aufwand des Transportsystems ausreichende Nutzlast in eine Orbitalbahn zu bringen und andererseits dabei vermei det, daß das luftatmende Triebwerk der ersten Stufe des Transportsystems für die als Trenngeschwindigkeit hohe er forderliche Geschwindigkeiten, zum Beispiel Ma = 7 auslegen zu müssen.

Die gestellte Aufgabe ist ausgehend von den Merkmalen des Oberbegriffs des Anspruchs 1 durch die Merkmale des kenn zeichnenden Teils gelöst.

Ein erfindungsgemäßes Raumfahrt-Transportsystem ermöglicht es, den Antrieb für das Transportsystem mittels des luft atmenden Antriebes von der Geschwindigkeit "0" auf eine Ge schwindigkeit in einem Bereich von 900 bis 1800 m/sec zu be schleunigen und die weitere Beschleunigung auf eine Trenn geschwindigkeit in einem Geschwindigkeitsbereich von 1800 bis 3000 m/sec bei Stillsetzung des luftatmenden Turbinen strahltriebwerkes durch Raketentriebwerke der zweiten Systemstufe mit Entnahme des Kraftstoffs ausschließlich aus der ersten Stufe zu bewirken und damit die sich aus dem Be trieb eines luftatmenden Antriebes von der Geschwindigkeit "0" auf eine Geschwindigkeit von etwa 3000 m/sec hinsicht lich der Triebwerksauslegung des Werkstoffs für die Bauteile des Antriebes ergebenden Schwierigkeiten zu vermeiden.

In der Zeichnung ist als Beispiel ein Raumfahrt-Transport system gemäß der vorliegenden Erfindung dargestellt und anhand der nachfolgenden Beschreibung näher erläutert.

Es zeigt:

Fig. 1 das Raumfahrt-Transportsystem in einer schemati sierten Draufsicht und

Fig. 2 das System in einer Ansicht von unten.

Das in Fig. 1 und 2 dargestellte Raumfahrt-Transportsystem ist konzipiert in so genannter Huckepack-Konfiguration. Der Raumtransporter 1 nimmt in Huckepack-Anordnung über hier nicht dargestellte Koppel- bzw. Entkoppelglieder ein Raum gleiter-Fluggerät 2 auf.

Der Raumtransporter 1 weist eine aerodynamischen Auftrieb liefernde Zelle, eine daran angeordneten Seitensteuerung 4 und eine Höhensteuereinrichtung 5 auf. Im Innern des Rumpfes sind die hier nicht näher dargestellten Treibstoffbehälter der Antriebsanlage des Raumtransporters angeordnet, wobei mit 8 bzw. 9 die Lufteinlauföffnung bzw. der Einlaufkanal für das Triebwerk und mit 11 die Austrittsdüse bezeichnet ist.

Auf der Oberseite des Raumtransporters 1 ist als zweite Stufe des Transportsystems der Raumgleiter 2 lösbar aufge nommen. Der Raumgleiter weist seinerseits eine aerodynami schen Auftrieb liefernde Zelle 12 auf, die zur Aufnahme der Nutzlast und der Antriebsanlage dient.

An der Zelle des Raumgleiters ist eine Seitensteuerung 14 und eine Höhensteuerung 15 angeordnet. Die Zelle des Raum gleiters 2 dient zur Aufnahme der Antriebsanlage in der Art von Raketenmotoren in Verbindung mit zugehörigen Treibstoff vorratsbehältern und Rückstoßdüsen 20.

Die Wirkungsweise des erfindungsgemäßen Raumfahrt-Transport systems ist wie folgt:

Das für Horizontalstart und Horizontallandung ausgelegte Transportsystem erhält für die Beschleunigung auf eine Ge schwindigkeit in einem Geschwindigkeitsbereich zwischen 900 bis 1800 m/sec seinen Antrieb mittels des luftatmenden Tur binenstrahltriebwerkes, das beim Transportsystem gemäß dem Ausführungsbeispiel mit flüssigem Wasserstoff (L H ₂) betrie ben wird.

Der Treibstoff für den Betrieb des Turbostrahltriebwerkes der Antriebsanlage des Raumtransporters 1 wird in dieser Flugphase ausschließlich den Behälter der ersten Stufe des Systems, das heißt des Raumtransporters 1 entnommen.

Ist durch die Beschleunigung eine Geschwindigkeit in einem Geschwindigkeitsbereich zwischen 900 und 1800 m/sec er reicht, so wird das luftatmende Triebwerk des Raumtranspor ters stillgesetzt bei gleichzeitiger Zündung der Raketen triebwerke der zweiten Stufe des Transportsystems, das heißt des Raumgleiters 2.

Innerhalb der Beschleunigungsphase mit abgeschaltetem Turbi nenstrahltrieb und Zündung der Raketenmotoren der zweiten Stufe wird für den Betrieb der Raketenmotoren der Treibstoff zum Beispiel in Form von flüssigem Wasserstoff L H ₂ und flüssigem Sauerstoff L O ₂ ausschließlich den getrennten Kraftstoffvorratsbehältern der ersten Stufe, das heißt des Raumtransporters 1 entnommen.

Bei weiterer Beschleunigung des aus der miteinander in dieser Flugphase gekoppelten ersten und zweiten Stufe des Transportsystems 1 bzw. 2, und Erreichen des die Trennge schwindigkeit (1800 bis 3000 m/sec) beinhaltenden Geschwin digkeitsbereichs der zweiten Stufe, das heißt des Raumglei ters 2 erfolgt die Trennung der Stufen und der Raumgleiter 2 wird betrieben mittels seiner Antriebssysteme und nunmehr mit Entnahme von flüssigem Sauerstoff L O ₂ und flüssigem Wasserstoff L H ₂ aus seinen eigenen Kraftstoffbehältern.

Claims

1. Mehrstufiges Raumfahrt-Transportsystem, enthaltend

- einen aerodynamische Auftriebsmittel aufweisenden Träger und
- ein vom Träger aufnehmbares und von diesem lös bares Raumfahrzeug (Raumgleiter), wobei
- der die erste Stufe des Transportsystems bildende Träger einen Antrieb mit luftatmenden Triebwerken und mit Treibstoffbehältern und der
- Raumgleiter eine durch Raketentriebwerke und Treibstoffbehälter gebildete Antriebsanlage enthält, wobei
- die Trenngeschwindigkeit für die zweite Stufe, das heißt den Raumgleiter in einem Geschwindig keitsbereich von 1800 m/sec bis 3000 m/sec liegt, dadurch gekennzeichnet, daß
- das Triebwerk des luftatmenden Trägers (1) arbeitet bis zu Geschwindigkeiten des Systems in einem Ge schwindigkeitsbereich von 900 bis 1800 m/sec, daß
- die über den Bereich von 900 bis 1800 m/sec hinaus gehende Beschleunigung bis zur Stufentrenngeschwin digkeit in einem Geschwindigkeitsbereich von 1800 bis 3000 m/sec bei stillgesetztem, luftatmenden Triebwerk mittels der Triebwerke (Raketentriebwerke) des Raumgleiters (2) erfolgt, wobei
- die Triebwerke des Raumgleiters (2) ihren Treibstoff ausschließlich aus den Treibstoffbehältern der ersten Stufe, das heißt den Behältern des Trägers (1) ent nehmen.