DE3903602C2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- DE3903602C2 DE3903602C2 DE19893903602 DE3903602A DE3903602C2 DE 3903602 C2 DE3903602 C2 DE 3903602C2 DE 19893903602 DE19893903602 DE 19893903602 DE 3903602 A DE3903602 A DE 3903602A DE 3903602 C2 DE3903602 C2 DE 3903602C2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- coil arrangement
- rocket
- combustion chamber
- motor according
- combustion
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/97—Rocket nozzles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Particle Accelerators (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Description
Die Erfindung betrifft eine Anwendung von Magnetfeldern
in Raketenmotoren mit einer Brennkammer, in der durch
den Abbrand eines aus einem Energie- und einem Sauer
stoffträger bestehenden Treibstoffs heiße Verbrennungs
gase erzeugt werden, die in einer nachgeschalteten Ex
pansionsdüse entspannt werden, wobei wenigstens im Aus
trittsbereich der Verbrennungsgase aus der Brennkammer
eine elektrisch versorgbare Spulenanordnung zur Erzeu
gung eines elektromagnetischen Feldes angeordnet ist.
Die Leistungsfähigkeit eines Raketenmotors wird wesent
lich durch seinen spezifischen Impuls (Isp) bestimmt.
Angesichts des Bedarfs nach Erhöhung der Nutzlast sind
zahlreiche Entwicklungen zur Steigerung der Leistungs
fähigkeit bekannt geworden. Diese Entwicklungen zielen
im wesentlichen darauf ab, den Brennkammerdruck zu er
höhen, die Wirtschaftlichkeit der Verbrennung zu ver
bessern und das Expansionsverhältnis zu erhöhen.
Kritisch ist nach wie vor die hohe Wärmeübertragung zu
den Kammerwänden sowie der Umstand, daß die Material
grenzen nahezu erreicht sind. Hierdurch ist Raum für
weitere Optimierungen gegeben.
Es besteht demgemäß ein überaus starkes Bedürfnis nach
neuen Lösungen, die eine weitere Optimierung von Rake
tenmotoren im Hinblick auf eine weitere Steigerung ih
rer Leistungsfähigkeit ermöglichen.
Aus diesem Grund sind in der DE-PS 29 12 062 für einen
Raketenmotor der eingangs genannten Art bereits Maß
nahmen vorgeschlagen worden, mit deren Hilfe die Länge
und der Durchmesser der Auslaß- bzw. Expansionsdüse
vergrößert werden kann, um auf diese Weise das Aus
dehnungsverhältnis der Treibgase und damit auch die
Leistung des Triebwerks zu verbessern.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Rake
tenmotor gemäß dem Gattungsbegriff zur weiteren Stei
gerung seiner Leistungsfähigkeit dahingehend weiterzu
bilden, daß auf einfache Weise seine Gasdynamik und
Thermodynamik von außen beeinflußbar sind und so die
Vorraussetzungen dafür geschaffen werden, daß während
des Fluges das Expansionsverhältnis verändert und die
Wärmeübertragung zu den Brennkammer- und Expansionsdü
senwänden verringert werden kann.
Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch die in Patent
anspruch 1 gekennzeichneten Merkmale gelöst. Bevorzugte
Merkmale, die die Erfindung vorteilhaft weiterbilden,
sind durch die Merkmale der Unteransprüche gekennzeich
net.
Aufgrund der erfindungsgemäßen Ausgestaltung des Rake
tenmotors wird es in vorteilhafter Weise ermöglicht,
die Verbrennungseffizienz zu erhöhen und durch Bereit
stellen eines zusätzlichen Freiheitsgrades das Design
eines derartigen Raketenmotors weiter zu optimieren.
Zwar stellt es im Zusammenhang mit sogenannten Ionen
triebwerken oder Plasmaantrieben, wie sie beispiels
weise in dem Buch "Plasmatechnik", Seiten 406 bis 412,
Leipzig 1984, Carl Hanser Verlag München, beschrieben
sind, eine für sich genommen bereits bekannte Maßnahme
dar, bei einem Raketentriebwerk eine Einrichtung zur
Erzeugung eines elektromagnetischen Feldes vorzusehen,
jedoch gehören derartige Antriebe einer anderen Gattung
an als der Raktetenmotor gemäß dem Oberbegriff. Während
bei diesen bekannten Antrieben ein aus einem Treib
stoff, beispielsweise Lithium, erzeugtes Niederdruck-
Gas zunächst ionisiert und anschließend mittels des
elektromagnetischen Feldes beschleunigt wird und auf
diese Weise der für den Vortrieb benötigte Schub er
zeugt wird, dient bei dem Raketenmotor nach der Erfin
dung das elektromagnetische Feld dazu, einen teil
ionisierten Hochdruck-Gasstrahl in seinem Expansions
verhalten zu beeinflußen.
Die zu diesem Zweck erfindungsgemäß vorgesehene Spulen
anordnung ist dabei vorzugsweise im Austrittsbereich
der Verbrennungsgase aus der Brennkammer und/ oder im
unmittelbaren Umgebungsbereich der Expansionsdüse vor
gesehen, um die entsprechenden Beeinflussungsmöglich
keiten wahrzunehmen.
Gemäß einem wesentlichen Merkmal der Erfindung weist
die Spulenanordnung supraleitende Windungen auf, die
mittels des flüssigen Raketentreibstoffes, insbesondere
flüssigem Sauerstoff oder flüssigem Wasserstoff, um
spült sind. Zusammen mit der entsprechenden
Anordnung der supraleitenden Windungen lassen sich we
sentliche Vorteile erzielen:
- a) durch Verringerung der Wärmeübertragung an den Dü senwänden wird Kühlflüssigkeit eingespart und somit der spezifische Impuls erhöht;
- b) durch Änderung des gasdynamischen Widerstandes innerhalb der Expansions- bzw. Lavaldüse während des Fluges besteht die günstige Möglichkeit, das Expansionsverhältnis zu regeln;
- c) die Verbrennungsvorgänge werden günstig durch Ver ringerung von Turbulenzen beeinflußt.
Die genannten Vorteile sind im wesentlichen auf den
physikalischen Effekt zurückzuführen, daß einschaltbare
starke Magnetfelder das Verhalten elektrisch leitfä
higer Gase, insbesondere deren Wärmeleitfähigkeit und
deren Strömungsverhalten, zu beeinflussen vermögen. Die
Verbrennungsgase in typischen Brennkammern sind teil
weise ionisiert und damit elektrisch leitfähig. Auf
grund der bevorzugten Ausgestaltung mit einer Spulen
anordnung mit supraleitenden Windungen, die von dem oh
nehin vorhandenen flüssigen Raketentreibstoff umspült
sind, lassen sich vorteilhaft ohne großen Aufwand sehr
starke Magnetfelder in unmittelbarer Nähe der Brenn
kammer und/oder der Expansionsdüse erzeugen.
Als Material für die supraleitenden Windungen ist eine
Materialklasse vorgesehen, deren kritische Temperaturen
höher sind als die Siedepunkte des flüssigen Raketen
treibstoffes, insbesondere von Wasserstoff.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist auf der
Zeichnung schematisch dargestellt. In dieser
Schnittdarstellung ist ein Raketenmotor 10 gezeigt. Der
Raketenmotor 10 besitzt eine Brennkammer 11, eine
Expansionsdüse 12 und eine nicht näher dargestellte
Stromversorgung, die zu einer Spulenanordnung 20 ge
führt ist.
Der Brennkammer 11 werden mittels einer Injektionsein
richtung 13 flüssiger Wasserstoff und flüssiger Sauer
stoff als Raketentreibstoff zugeführt. Der flüssige
Wasserstoff gelangt über eine Leitung 14 und der flüs
sige Sauerstoff über eine Leitung 15 zur Injektions
einrichtung 13. Mit den Leitungen 14 und 15 sind ferner
jeweils eine Leitung 16 und eine Leitung 17 verbunden,
über die elektrisch gut leitfähiges Gas zur gezielten
Erhöhung der elektrischen Leitfähigkeit der Verbren
nungsgase in der Brennkammer 11 zugeführt werden kann.
Die Brennkammer 11 und die sich daran anschließende
Expansionsdüse 12 sind von einem gemeinsamen Mantelraum
18 umgeben, wobei eine Kühlung der Brennkammer 11 und
der Expansionsdüse 12 durch Transpiration von Wasser
stoff erzeugt wird, der über eine Zuführung 19 in den
Mantelraum 18 eingeführt wird.
Unmittelbar im Austrittsbereich der Verbrennungsgase
aus der Brennkammer 11 und im unmittelbaren Umgebungs
bereich der Expansionsdüse 12 ist die Spulenanordnung
20 vorgesehen, die Windungen aus einem supraleitenden
Material besitzt, dessen kritische Temperatur höher als
die Siedepunkte von flüssigem Sauerstoff und Wasser
stoff ist. Die Windungen der Spulenanordnung 20 steht
mit einer Gleichstromversorgung des Raketenmotors in
Verbindung und sorgen für ein elektromagnetisches Feld,
das in der Figur durch Feldlinien 21 angedeutet ist.
Die Windungen der Spulenanordnung 20 sind dabei so
ausgerichtet, daß das erzeugte Magnetfeld den Anforde
rungen entsprechend optimiert ist.
Durch die Spulenanordnung 20 läßt sich der Austritts
bereich des Verbrennungsgases aus der Brennkammer 11
sowie die Expansionsdüse 12 mit einem starken Magnet
feld derart beaufschlagen, daß das Verhalten der elek
trisch leitfähigen und gegebenenfalls durch Zusatz von
leitfähigen Gasen in seiner Leitfähigkeit erhöhten
Verbrennungsgase beeinflußt wird. Dabei wird ohne
großen zusätzlichen Aufwand die Kühlwirkung des bereits
vorhandenen flüssigen Raketentreibstoffes ausgenutzt,
um aufgrund der supraleitenden Eigenschaften der für
die Windungen der Spulenanordnung 20 verwendeten Werk
stoffe mit relativ niedriger Energie starke Magnet
felder zu erzeugen.
Claims (7)
1. Anwendung von Magnetfeldern in Raketenmotoren mit
einer Brennkammer, in der durch den Abbrand eines
aus einem Energie- und einem Sauerstoffträger be
stehenden Treibstoffs heiße Verbrennungsgase er
zeugt werden, die in einer nachgeschalteten Ex
pansionsdüse entspannt werden, wobei wenigstens im
Austrittsbereich der Verbrennungsgase aus der
Brennkammer eine elektrisch versorgbare Spulenan
ordnung zur Erzeugung eines elektromagnetischen
Feldes angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, daß
die Spulenanordnung (20) Windungen aus einem supra
leitenden Material aufweist, dessen kritische
Temperatur höher ist, als die Siedepunkttempera
turen von flüssigem Raketentreibstoffen sind, wobei
die Windungen der Spulenanordnung (20) mittels des
flüssigen Raketentreibstoffes kühlbar sind.
2. Raketenmotor nach Anspruch 1, dadurch gekennzeich
net, daß die Spulenanordnung (20) im unmittelbaren
Umgebungsbereich des Brennkammeraustritts vorgese
hen ist.
3. Raketenmotor nach Anspruch 1, dadurch gekennzeich
net, daß die Spulenanordnung (20) im unmittelbaren
Umgebungsbereich der Expansionsdüse (12) vorgesehen
ist.
4. Raketenmotor nach Anspruch 1, dadurch gekennzeich
net, daß die Spulenanordnung (20) im unmittelbaren
Umgebungsbereich des Brennkammeraustritts und der
Expansionsdüse (12) vorgesehen ist.
5. Raketenmotor nach einem der Ansprüche 1 bis 4, da
durch gekennzeichnet, daß die Spulenanordnung (20)
von flüssigem Raketentreibstoff umspült angeordnet
ist.
6. Raketenmotor nach Anspruch 5, dadurch gekennzeich
net, daß die Spulenanordnung (20) in einem Mantel
raum (18) zur Zuführung von flüssigem Raketentreib
stoff angeordnet ist.
7. Raketenmotor nach einem der Ansprüche 1 bis 5, da
durch gekennzeichnet, daß zur Erhöhung der Wirkung
des elektromagnetischen Feldes (21) eine Einrich
tung (16, 17) zum Zusetzen eines die elektrische
Leitfähigkeit der Verbrennungsgase erhöhenden Ma
terials in die Brennkammer (11) vorgesehen ist.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19893903602 DE3903602A1 (de) | 1989-02-08 | 1989-02-08 | Anwendung von magnetfeldern in raketenmotoren |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19893903602 DE3903602A1 (de) | 1989-02-08 | 1989-02-08 | Anwendung von magnetfeldern in raketenmotoren |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3903602A1 DE3903602A1 (de) | 1990-08-09 |
DE3903602C2 true DE3903602C2 (de) | 1992-04-02 |
Family
ID=6373577
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19893903602 Granted DE3903602A1 (de) | 1989-02-08 | 1989-02-08 | Anwendung von magnetfeldern in raketenmotoren |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE3903602A1 (de) |
Families Citing this family (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102010063452B4 (de) * | 2010-12-17 | 2017-07-13 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Gekühltes System, welches einer Heißgasströmung ausgesetzt ist, Antriebsvorrichtung, Wiedereintrittskörper, Verfahren zum Betreiben eines mit einer Heißgasströmung belasteten Systems und Verfahren zur Herstellung eines gekühlten Systems |
WO2019174741A1 (de) * | 2018-03-16 | 2019-09-19 | Michael Giese | Raketenantriebwerk |
CN112065607A (zh) * | 2020-09-18 | 2020-12-11 | 侯瀚宇 | 一种燃烧室、发动机及方法、应用 |
DE102022000797A1 (de) | 2021-03-10 | 2022-09-15 | Mathias Herrmann | Zündkonzept und Verbrennungskonzept für Triebwerke und Raketen; möglichst effektive, bzw. gerichtete Anregung und Zündung mittels angepasster elektromagnetischer Strahlung bzw. elektromagnetischer Wellen (z. B. Radiowellen, Mikrowellen, Magnetwellen) und katalytischer Absorber zur Erhöhung des energetischen Wirkungsgrades und Schubes |
Family Cites Families (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2912062C2 (de) * | 1979-03-27 | 1983-01-20 | Textron Inc., Providence, R.I. | Raketenmotordüse |
-
1989
- 1989-02-08 DE DE19893903602 patent/DE3903602A1/de active Granted
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE3903602A1 (de) | 1990-08-09 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE68909659T2 (de) | Plasma-Waffe mit einem Verbrennungsverstärker. | |
DE3021210C2 (de) | ||
DE19958310C2 (de) | Raketentriebwerk für Flüssigtreibstoffe mit einem geschlossenen Triebwerkskreislauf | |
DE1085353B (de) | Plasmabeschleuniger fuer Plasmaerzeuger | |
DE3920890A1 (de) | Lichtbogen-strahl-schuberzeuger mit verbesserter lichtbogenanhaftung zur verbesserung der leistungsfaehigkeit | |
DE3902825A1 (de) | Strombogentriebwerk | |
DE10019437A1 (de) | Verfahren und Vorrichtung zum Kühlen der Gehäuse von Turbinen von Strahltriebwerken | |
DE10044624A1 (de) | Koaxial-Einspritzdüse | |
DE2547707A1 (de) | Brenner | |
DE3931733A1 (de) | Lichtbogen-strahl-schuberzeuger mit verbesserter leistungsfaehigkeit | |
DE2422105A1 (de) | Zwei- oder mehrstromgasturbinentriebwerk | |
DE1237843B (de) | Generator fuer heisse Gase, insbesondere Raketentriebwerk, mit einem festen und einem fluessigen Propergol mit hypergolen Eigenschaften | |
DE4123153C2 (de) | Lichtbogen-Strahl-Schuberzeuger und Anodenkörper | |
DE3903602C2 (de) | ||
DE102011000383B4 (de) | Triebwerkvorrichtung und Verfahren zum Betreiben einer Triebwerkvorrichtung | |
EP0436688B1 (de) | Verfahren und vorrichtung zum antreiben von wasserfahrzeugen | |
DE2933932A1 (de) | Dampferzeuger | |
DE1465986A1 (de) | Gleichstrom-Hochspannungsschalter mit Fluessigkeits-Stroemung | |
DE2758734A1 (de) | Verfahren zur verminderung der schadstofferzeugung durch eine brennkraftmaschine und brennkraftmaschine zu seiner durchfuehrung | |
EP0474893B1 (de) | Gasturbinenanordnung | |
DE202013004822U1 (de) | Elektrisches Raketentriebwerk für Dauerweltraumflüge | |
EP3596327A1 (de) | Schubkammervorrichtung und verfahren zum betreiben einer schubkammervorrichtung | |
DE112019003977T5 (de) | Antriebsvorrichtung für flüssigtreibstoff-raketentriebwerk | |
DE10052422B4 (de) | Modulares Raketentriebwerk | |
EP1730073A1 (de) | Verfahren und vorrichtung zur erzeugung von wasserstoff |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: DAIMLERCHRYSLER AEROSPACE AKTIENGESELLSCHAFT, 8099 |
|
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: ASTRIUM GMBH, 85521 OTTOBRUNN, DE |
|
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |