DE3942022A1 - Verfahren und vorrichtung zur kuehlung eines flugtriebwerkes - Google Patents
Verfahren und vorrichtung zur kuehlung eines flugtriebwerkesInfo
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Description
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Kühlung eines mit kryogen
gespeichertem Treibstoff betriebenen Flugtriebwerkes mittels Kühl
luft.
Die auftretenden Temperaturen in einem Flugtriebwerk für Hochge
schwindigkeitsflugzeuge (Hyperschallflugzeuge) sind aufgrund der
großen Machzahl außerordentlich hoch. Dadurch ergibt sich eine außer
ordentlich hohe abzuführende Wärmemenge, um die Materialtemperatur
der Bauteile im heißen Bereich des Triebwerkes innerhalb der zu
lässigen technischen Grenzen zu halten. Dabei tritt zusätzlich das
Problem auf, daß die Lufttemperaturen im Lufteinlaß eines Hyper
schall-Triebwerkes 550°C und mehr erreichen. Eine Kühlung der noch
heißeren Triebwerkskomponenten im Bereich der Brennkammer, der Tur
bine und nachgeschalteter Teile wie Nachbrennerelemente durch derar
tig erhitzte Luft gestaltet sich als außerordentlich schwierig. Dabei
tritt zusätzlich das Problem auf, daß insbesondere die Kühlung der
Turbine nur mit verdichteter Luft erfolgen kann, die etwa den gleich
en statischen Druck wie der im Hochdruckturbinenbereich herrschende
Druck aufweisen muß.
Daher wird in bisherigen Kühlkonzepten wie bei herkömmlichen Gastur
binentriebwerken die Kühlluft für die Turbine vom Verdichter abge
zweigt. Diese durch den Verdichtungsprozeß aufgeheizte Luft soll
einem Kühlluftkühler zugeführt werden, wo sie unter Ausnutzung der
Kühlkapazität des flüssig mitgeführten aber in gasförmiger Form ver
brannten Treibstoffes zwischengekühlt wird. Als Treibstoff eignet
sich hierfür besonders Wasserstoff.
Diese bekannte Lösung weist eine Reihe von Nachteilen und Problemen
auf. Da für eine wirksame Kühlung ca. 10 bis 20% des gesamten Luft
durchsatzes hinter dem Verdichter zu Kühlzwecken abgezweigt werden
muß, nimmt der Kühlluftkühler große Baumaße und Gewicht an. Dies wird
im Hinblick auf Minimierung der luftseitigen Druckverluste im Wärme
tauscher zusätzlich verschärft. Denn der Druckverlust entlang der
gesamten Kühlluftstrecke vom Verdichter zur Turbine darf nicht größer
sein als derjenige der Hauptströmung, damit überhaupt eine aus
reichende Luftströmung und damit Kühlung zustande kommt. Und es muß
auch eine Ausblasung an der Vorderkante des ersten Turbinenstators
gewährleistet sein, wo der höchste statische Druck aber auch die
höchste Temperatur in der Turbine vorkommt. Schließlich sind unter
bestimmten Flugbedingungen Probleme mit Luftvereisungen zu be
fürchten.
Aus "Proceedings of the 1th Int. Conference an Hypersonic Flight in
the 21th Century", Grand Fox USA, 1988, Seite 125ff ist es bekannt,
ein luftatmendes Raketentriebwerk mit einem Kondensator zu versehen,
der unter Verwendung des mitgeführten flüssigen Wasserstoffes die zur
Verbrennung desselben benötigte Luft verflüssigt.
Ausgehend von den oben geschilderten Problemen ist es Aufgabe der
Erfindung, ein gattungsgemäßes Verfahren und eine Vorrichtung zu
schaffen, die die oben genannten Probleme vermeiden, und eine Ver
besserung des Wirkungsgrades und der Kühlung, sowie und eine kon
struktive Vereinfachung der Kühlluftkühlung ermöglichen.
Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe bezüglich des Verfahrens dadurch
gelöst, daß die Kühlluft aus der Umgebung angesaugt und unter Wärme
austausch mit dem Treibstoff verflüssigt wird, anschließend der Druck
der verflüssigten Luft erhöht wird, und diese den zu kühlenden Bau
teilen zugeführt wird.
Unter Umgebung wird hier verstanden, daß die Kühlluft nicht im Ver
dichter komprimiert worden ist, sondern direkt über eine Öffnung im
Flugzeugrumpf oder Triebwerk aus der Umgebung einströmt.
Das erfindungsgemäße Verfahren ist besonders für sogenannte Hyper
schalltriebwerke geeignet, d. h. solche, die Flugzeuge auf die mehr
fache Schallgeschwindigkeit beschleunigen. Denn bei diesen Ge
schwindigkeiten weist bereits die Luft am Triebwerkseinlaß wegen des
Luftaufstaus hohe Temperaturen auf. Dieses Verfahren ist jedoch eben
so für herkömmliche Triebwerke geeignet, wenn kryogen gespeicherter
Treibstoff verwendet wird.
Die wesentlichsten Vorteile dieses Kühlkonzeptes besteht darin, daß
die Pumpleistung für die Druckerhöhung der Luft in flüssigem Zustand
erheblich geringer ist, als die benötigte Verdichterleistung für
gasförmige Luft. Diese beträgt ca. 1/200 der zur Verdichtung von
gasförmiger Luft benötigten Leistung. Ferner ergibt sich durch die
Absenkung der Kühllufttemperaturen eine Verringerung des Kühlluftbe
darfes, der auf etwa die Hälfte der bisherigen Werte, also 5-10%
des Luftdurchsatzes gesenkt werden kann. Nachdem diese Luftmenge
außerdem nicht durch den Verdichter strömt, können die Baumaße des
Verdichters und damit dessen Gewicht signifikant vermindert werden.
Vorteilhaft ist weiterhin, daß sich wegen des geringeren Kühlluft
stromes ein kleineres Enthalpiegefälle in der Turbine ergibt, was
wiederum zu einem vergrößerten Druckverhältnis in der Düse und damit
zu erhöhtem Schub führt. Denn die Reduzierung der Leistungsanforde
rungen des Verdichters überwiegt den durch den geringeren Kühlluftbe
darf (und damit Luftdurchsatz) hervorgerufenen Rückgang des Turbinen
durchsatzes.
Schließlich ist von Vorteil, daß die Verdichtereintrittsfläche, die
die Höhe eines Flugtriebwerkes bestimmt, durch die vorteilhafte
Durchsatzreduzierung verringert werden kann, was zu einer verrin
gerten Antriebsstirnfläche und damit zu einem verminderten
Luftwiderstand des Flugzeuges führt. Dies wirkt sich insbesondere bei
hohen Flugmachzahlen nicht unerheblich aus.
Vorzugsweise wird als kryogen, also bei sehr niedrigen Temperaturen
gespeicherter, im Flugzeug transportierter Treibstoff Wasserstoff
verwendet. Hierzu eignet sich jedoch genauso jeder andere Treibstoff,
der kryogen gelagert werden kann, wie beispielsweise Methan. Es kann
der Treibstoff soweit abgekühlt sein, daß dieser in teilweise verfe
stigtem Aggregatzustand, in Form von Schlamm ("slush") im Tank vor
liegt.
Bei der Verwendung von Wasserstoff (H₂) ist die Temperatur des mitge
führten Treibstoffes etwa 20-40 K, und die Temperatur beim Ein
spritzen in die Brennkammern bis zu 1000 K. Der Treibstoff ist bei
der Verwendung von Wasserstoff bei Beginn des Wärmetausches, also bei
Eintritt in den Kondensator vorzugsweise gasförmig, da die hohe spe
zifische Wärmekapazität von Wasserstoff genutzt wird. Es ist alter
nativ aber auch möglich, den Treibstoff erst im Kondensator zu ver
dampfen, und so die Verdampfungsenthalpie des Treibstoffes zu nutzen.
In vorteilhafter Weiterbildung der Erfindung wird die Kühlluft vor
dem Verdichter des Flugtriebwerkes abgezweigt. Insbesondere wird Luft
aus der Einlaufgrenzschicht des Triebwerkes abgezweigt. Hierdurch
lassen sich vorteilhafterweise die Installationsverluste im Bereich
des Triebwerkseinlaufes verringern, und der Einlaufquerschnitt kann
verkleinert werden.
In einer alternativen Weiterbildung der Erfindung wird die Kühlluft
aus der Rumpfgrenzschicht des Flugzeuges abgezweigt. Dadurch ist
vorteilhafterweise der Einlaufquerschnit des Flugtriebwerkes ver
kleinerbar und ein für die Abführung der Rumpfgrenzschicht bisher
benötigter Kanal kann entfallen oder verkleinert werden. Dadurch
ermöglicht diese Anordnung eine vorteilhafte Verwendung der Grenz
schichtströmung, die bisher lediglich Verluste und Kühlprobleme im
Bereich des Kanals verursachte.
Hinsichtlich der Vorrichtung wird die der Erfindung zugrunde liegende
Aufgabe dadurch gelöst, daß eine Luftzuführleitung für die Zufuhr von
Kühlluft mit Verbindung zur Umgebung mit einem Kondensator verbunden
ist, und die verflüssigte Kühlluft vom Kondensator über eine Pumpe
und eine Kühlluftleitung zu den zu kühlenden Bauteilen förderbar ist,
wobei der Kondensator mit kryogen gespeichertem Treibstoff betreibbar
ist, der über eine Zuströmleitung zuführbar und über eine Ab
strömleitung abführbar ist. Die verflüssigte Luft wird in der Kühl
luftleitung wieder verdampft, da die Zufuhr flüssiger Luft im Trieb
werk problematisch ist.
Die hierdurch erzielbaren Vorteile entsprechen im wesentlichen denen
oben zum Verfahren geschilderten.
Der Kondensator ist vorzugsweise als Gegenstromwärmetauscher oder
Kreuz-/Gegenstromwärmetauscher ausgebildet, um einen möglichst hohen
Austauschgrad zu erzielen.
Die Erfindung wird nachfolgend in einem bevorzugten Ausführungsbei
spiel anhand der beigefügten Zeichnung weiter erläutert. Dabei zeigt:
Fig. 1 einen schematischen Längsschnitt durch ein Flugtriebwerk,
Fig. 2 einen Schnitt durch den Einlaufbereich eines Flugtriebwerkes.
In Fig. 1 ist ein schematischer Längsschnitt durch ein Flugtriebwerk
1 für Hyperschallbetrieb dargestellt, das im wesentlichen aus einem
Triebwerkseinlauf 2, einem als Turbotriebwerk ausgebildeten Kern
triebwerk 3, einem Nachbrenner 4 und einer vorzugsweise verstellbren
Düse 5 besteht.
Das Kerntriebwerk 3 ist in der dargestellten Ausführung als Zwei
kreiser ausgeführt, d. h. das einen zweistufigen Fan 6, und einen
Verdichter 7 für die Kernluftströmung enthält. Weiterhin sind dem
Kerntriebwerk 3 eine Brennkammer 8 und eine Hoch und Niederdrucktur
bine 9 zugeordnet.
Bei niedrigen Flugmachzahlen arbeitet das Triebwerk 1 wie ein her
kömmliches Zweistromtriebwerk mit einem Bypasskanal 10. Es sind
ferner nicht näher dargestellte Vorrichtungen vorgesehen, die bei
höheren Flugmachzahlen einen Verschluß des Kerntriebwerkes 3 und
einen Betrieb des Flugtriebwerkes 1 als Staustrahltriebwerk ermögli
chen, wobei nur der Nachbrenner 4 eingeschaltet ist.
Die erfindungsgemäße Vorrichtung weist eine mit dem Triebwerkseinlauf
2 11 kommunizierende Luftzuführung 12 auf, die mit einem Kondensator
13 verbunden ist. Der Ausgang des Kondensators 13 für die Kühlluft
ist mit einer Pumpe 14 verbunden, die über eine Kühlluftleitung 15
mit dem Kerntrieb 3, bzw. den zu kühlenden Bauteilen gekoppelt ist.
Dies ist insbesondere die Turbine 9, aber auch andere Bauteil wie die
Düse 5, ggf. der Fan 6 oder die Wandung des Bypasskanals 10 bzw. des
Kerntriebwerkes 3.
Die bei der Luftverflüssigung abgegebene Wärme wird im Kondensator 13
von in verflüssigter Form mitgeführtem Treibstoff aufgenommen, der
den Kondensator 13 unter Umständen unter Verdampfung durchströmt.
Dazu ist an den Kondensator 13 zumindest eine Zuströmleitung 16 für
flüssigen oder gasförmigen Treibstoff, und eine Abströmleitung 17 für
verdampften Treibstoff angeschlossen, in die eine Treibstoffdosier
einheit 11 eingeschaltet ist. Die Abströmleitung 17 ist mit Ein
spritzvorrichtungen 26 des Nachbrenners 4 verbunden, und kann auch in
bestimmten Ausführungen die Brennkammer 8 beaufschlagen.
Fig. 2 zeigt eine Ausführungsform für eine Einströmvorrichtung in den
Kondensator 13 im Einlaufbereich des Hyperschalltriebwerkes 1. An
einer Rumpfwandung 18 des nicht dargestellten Flugzeuges ist eine
Schwenkklappe 19 angebracht, die einen Grenzschichtkanal 20 mit
rechteckigem Querschnitt freigeben kann.
Die Einlaufwand 2 schließt sich dieser Schwenkklappe 19 an, wobei es
möglich ist, diesen zur Verstellung des Engquerschnittes q verstell
bar auszubilden. Hinter dem Engquerschnitt ist eine Absaugklappe 21
in der Wand des Triebwerkseinlaufs 2 angebracht, die zur Absaugung
der Strömungsgrenzschicht geöffnet werden kann.
Der Triebwerkseinlauf 2 ist durch die Außenwandung 22 begrenzt, und
geht zum Triebwerk 1 hin von rechteckigem auf runden oder ovalen
Querschnitt über. Hinter der Absaugklappe 21 ist ein mit dem Grenz
schichtkanal 20 verbundener Absaugkanal 23 vorgesehen.
Die Luftzuführleitung 12 ragt über eine Einströmöffnung 24 zumindest
in einen Teil des Grenzschichtkanals hinein, um die im Grenzschicht
kanal 20 und/oder im Absaugkanal 23 anströmende Luft in den Konden
sator 13 zu führen. Es sind jedoch auch andere Absaugvorrichtungen
anwendbar, und bei Bedarf kann eine Leitklappe vorgesehen sein, die
einen variablen Anteil der in den Kanälen 20 und 23 strömenden Luft
in den Kondensator 13 zu leitet.
Eine Leitung 25 verbindet den Ausgang des Kondensators 13 mit der
nicht gezeigten Pumpe für die verflüssigte Luft, von wo aus die zu
kühlenden Bauteile des Flugtriebwerkes 1 versorgt werden.
Claims (15)
1. Verfahren zur Kühlung eines mit kryogen gespeichertem Treibstoff
betriebenen Flugtriebwerkes (1) mittels Kühlluft, dadurch
gekennzeichnet, daß die Kühlluft aus der Umgebung angesaugt und
unter Wärmeaustausch mit dem Treibstoff verflüssigt wird, an
schließend der Druck der verflüssigten Luft erhöht wird, und
diese nach Verdampfung den zu kühlenden Bauteilen (9) zugeführt
wird.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der
Treibstoff Wasserstoff ist.
3. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Kühl
luft vor einem Verdichter (7) des Flugtriebwerkes (1) abgezweigt
wird.
4. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß als Kühl
luft Rumpf- und/oder Einlaufgrenzschichtluft verwendet wird.
5. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sich der
Treibstoff vor dem Wärmeaustausch in flüssigem Aggregatszustand
befindet.
6. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sich der
Treibstoff vor dem Wärmeaustausch in gasförmigem Aggregatszustand
befindet.
7. Vorrichtung zur Kühlung eines mit kryogen gespeichertem Treibstoff
betriebenen Flugtriebwerkes (1) mittels Kühlluft, die unter Wärme
austausch mit dem Treibstoff vorkühlbar ist, dadurch gekenn
zeichnet, daß eine Luftzuführleitung (12) für die Zufuhr von
Kühlluft mit Verbindung zur Umgebung mit einem Kondensator (13)
verbunden ist, und die verflüssigte Kühlluft von Kondensator (13)
über eine Pumpe (14) und eine Kühlluftleitung (15) nach Verdamp
fung zu den zu kühlenden Bauteilen (9) förderbar ist, wobei der
Kondensator (13) mit kryogen gespeichertem Treibstoff betreibbar
ist, der über eine Zuströmleitung (16) zuführbar und über eine
Abströmleitung (17) abführbar ist.
8. Vorrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Luft
zuführleitung (12) stromauf des Verdichters (7) vorgesehen ist.
9. Vorrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die
Luftzuführleitung (12) in der Rumpfwandung (18) des vom Flug
triebwerk (1) angetriebenen Flugzeugs zur Zuführung von Rumpf
grenzschichtluft als Kühlluft eingelassen ist.
10. Vorrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß ein
zwischen der Rumpfwandung (18) und dem Flugtriebwerk (1) vor
gesehener Grenzschichtkanal (20) mit der Luftzuführleitung (12)
verbunden ist.
11. Vorrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die
Luftzuführleitung (12) mit einem im Triebwerkseinlauf (12) ein
gelassenen Absaugkanal (23) zur Zuführung von Einlaufgrenz
schichtluft als Kühlluft verbunden ist.
12. Vorrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß am
Triebwerkeinlauf (11) im Bereich des Engquerschnittes (q) von
einer Wand des Triebwerkseinlaufs (2) ein Absaugkanal (23) für die
Einlaufgrenzschicht vorgesehen ist.
13. Vorrichtung nach Anspruch 10 oder 12, dadurch gekennzeichnet, daß
der Grenzschichtkanal (20) und der Absaugkanal (23) durch ver
schwenkbare Klappen (19, 21) verschließbar sind.
14. Vorrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß der
Kondensator (13) für Gegenstrom- oder Kreuz-/Gegenstrombetrieb
ausgelegt ist.
15. Vorrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß das
Flugtriebwerk (1) ein Hyperschalltriebwerk ist.
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE3942022A DE3942022A1 (de) | 1989-12-20 | 1989-12-20 | Verfahren und vorrichtung zur kuehlung eines flugtriebwerkes |
US07/631,157 US5167117A (en) | 1989-12-20 | 1990-12-20 | Method and apparatus for cooling an airplane engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE3942022A DE3942022A1 (de) | 1989-12-20 | 1989-12-20 | Verfahren und vorrichtung zur kuehlung eines flugtriebwerkes |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3942022A1 true DE3942022A1 (de) | 1991-06-27 |
DE3942022C2 DE3942022C2 (de) | 1993-04-22 |
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Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5167117A (de) |
DE (1) | DE3942022A1 (de) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2681641A1 (fr) * | 1991-09-25 | 1993-03-26 | Mtu Muenchen Gmbh | Dispositif de refroidissement pour moteurs a reaction, notamment pour moteurs a reaction hypersoniques. |
DE4139104C1 (de) * | 1991-11-28 | 1993-05-27 | Mtu Muenchen Gmbh | |
FR2701293A1 (fr) * | 1993-02-05 | 1994-08-12 | Europ Propulsion | Moteur combiné intégrant les modes éjecteur à air turbocomprimé refroidi ou liquéfié statoréacteur et super-statoréacteur. |
US6470671B1 (en) | 1999-04-01 | 2002-10-29 | Astruim Gmbh | Coolable nozzle and method for producing such a nozzle for a rocket engine |
DE4226666B4 (de) * | 1991-09-25 | 2005-12-01 | Mtu Aero Engines Gmbh | Wärmetauscher für die Kühlung eines heißen Gases |
Families Citing this family (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5442910A (en) * | 1994-03-21 | 1995-08-22 | Thermacore, Inc. | Reaction motor structure and method of construction |
DE19536181A1 (de) * | 1995-09-28 | 1997-04-03 | Gerhard Ittner | Luftstrahltriebwerk für hyperschallschnelle Flugzeuge |
FR2775499B1 (fr) * | 1998-02-27 | 2000-05-05 | Aerospatiale | Moteur mixte susceptible de mettre en oeuvre au moins un mode statoreacteur et un mode superstatoreacteur |
EP1172544A1 (de) * | 2000-07-14 | 2002-01-16 | Techspace Aero S.A. | Kombiniertes Turbo- und Raketentriebwerk mit Luftverflüssiger und Luftzerleger |
US20070261816A1 (en) * | 2006-03-27 | 2007-11-15 | Warren Charles J | Hood mounted heat exchanger |
US20080023590A1 (en) * | 2006-07-28 | 2008-01-31 | Merrill Gerald L | Boundary layer pumped propulsion system for vehicles |
US7837142B2 (en) * | 2006-10-12 | 2010-11-23 | Aerion Corporation | Supersonic aircraft jet engine |
US7861968B2 (en) * | 2006-10-26 | 2011-01-04 | The Boeing Company | Air inlet and method for a highspeed mobile platform |
ATE477177T1 (de) * | 2008-06-10 | 2010-08-15 | Agusta Spa | Hubschrauber |
US9045998B2 (en) | 2011-12-12 | 2015-06-02 | Honeywell International Inc. | System for directing air flow to a plurality of plena |
US9243563B2 (en) * | 2012-01-25 | 2016-01-26 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engine in-board cooled cooling air system |
US9267390B2 (en) | 2012-03-22 | 2016-02-23 | Honeywell International Inc. | Bi-metallic actuator for selectively controlling air flow between plena in a gas turbine engine |
US9403600B2 (en) * | 2012-05-01 | 2016-08-02 | Lockheed Martin Corporation | Integrated thermal protection and leakage reduction in a supersonic air intake system |
US20160010485A1 (en) * | 2014-07-09 | 2016-01-14 | Aerojet Rocketdyne, Inc. | Combined cycle propulsion system |
US9862482B2 (en) * | 2015-09-04 | 2018-01-09 | The Boeing Company | Variable geometry flush boundary diverter |
CN106224126A (zh) * | 2016-08-29 | 2016-12-14 | 曾令霞 | 中间层及以下高度的喷气发动机 |
US20200386189A1 (en) * | 2019-04-30 | 2020-12-10 | General Electric Company | High Speed Aircraft Flight Technologies |
CN114576010A (zh) * | 2022-02-21 | 2022-06-03 | 南京航空航天大学 | 具有两级压缩特征的三维内转可调进气道及设计方法 |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3237400A (en) * | 1957-04-05 | 1966-03-01 | United Aircraft Corp | Turborocket engine |
Family Cites Families (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2891382A (en) * | 1952-07-29 | 1959-06-23 | Gen Motors Corp | Liquid-cooled turbine |
US3377803A (en) * | 1960-08-10 | 1968-04-16 | Gen Motors Corp | Jet engine cooling system |
US3410092A (en) * | 1961-07-17 | 1968-11-12 | Marquardt Corp | Reliquefaction cycle for liquid air cycle engine |
US3756024A (en) * | 1962-02-23 | 1973-09-04 | Gen Dynamics Corp | Method and apparatus for coordinating propulsion in a single stage space flight |
US3721093A (en) * | 1963-11-20 | 1973-03-20 | Texaco Inc | Reaction propulsion engine with vaporized fuel driven turbine |
US3317162A (en) * | 1965-07-13 | 1967-05-02 | Charles H Grant | Aircraft wing with internal air passages for increased lift |
US4754601A (en) * | 1984-12-18 | 1988-07-05 | Minovitch Michael Andrew | Self-refueling space propulsion system and operating method |
US4749150A (en) * | 1985-12-24 | 1988-06-07 | Rohr Industries, Inc. | Turbofan duct with noise suppression and boundary layer control |
FR2615903B1 (fr) * | 1987-05-26 | 1992-11-20 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Moteur thermique aerobie, notamment pour la propulsion d'avions hypersoniques |
US4807831A (en) * | 1987-08-12 | 1989-02-28 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Combination boundary layer control system for high altitude aircraft |
JPH079219B2 (ja) * | 1988-09-13 | 1995-02-01 | 三菱重工業株式会社 | ロケットエンジン |
-
1989
- 1989-12-20 DE DE3942022A patent/DE3942022A1/de active Granted
-
1990
- 1990-12-20 US US07/631,157 patent/US5167117A/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3237400A (en) * | 1957-04-05 | 1966-03-01 | United Aircraft Corp | Turborocket engine |
Cited By (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2681641A1 (fr) * | 1991-09-25 | 1993-03-26 | Mtu Muenchen Gmbh | Dispositif de refroidissement pour moteurs a reaction, notamment pour moteurs a reaction hypersoniques. |
DE4131913A1 (de) * | 1991-09-25 | 1993-04-08 | Mtu Muenchen Gmbh | Kuehlvorrichtung fuer hyperschall-luftstrahltriebwerke |
GB2260578A (en) * | 1991-09-25 | 1993-04-21 | Mtu Muenchen Gmbh | Heat transfer between fuel and air in supersonic jet engine |
US5272870A (en) * | 1991-09-25 | 1993-12-28 | Mtu Motoren- Und Turbinen-Union Munchen Gmbh | Cooling arrangement for jet engines |
GB2260578B (en) * | 1991-09-25 | 1995-01-18 | Mtu Muenchen Gmbh | Cooling device for jet engines |
DE4226666B4 (de) * | 1991-09-25 | 2005-12-01 | Mtu Aero Engines Gmbh | Wärmetauscher für die Kühlung eines heißen Gases |
DE4139104C1 (de) * | 1991-11-28 | 1993-05-27 | Mtu Muenchen Gmbh | |
US5318110A (en) * | 1991-11-28 | 1994-06-07 | Mtu Motoren-Und Turbinen-Union Munchen Gmbh | Heat exchanger having internally cooled spacer supports for heat exchange tubes |
FR2701293A1 (fr) * | 1993-02-05 | 1994-08-12 | Europ Propulsion | Moteur combiné intégrant les modes éjecteur à air turbocomprimé refroidi ou liquéfié statoréacteur et super-statoréacteur. |
US6470671B1 (en) | 1999-04-01 | 2002-10-29 | Astruim Gmbh | Coolable nozzle and method for producing such a nozzle for a rocket engine |
US6543135B2 (en) | 1999-04-01 | 2003-04-08 | Astrium Gmbh | Method for producing a nozzle for a rocket engine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE3942022C2 (de) | 1993-04-22 |
US5167117A (en) | 1992-12-01 |
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