DE4017170A1 - Raumtransportsystem - Google Patents
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Description
Es war die Aufgabe zu lösen, die Wechselwirkung zwischen
elektromagnetischen Spulen derart zu nutzen, daß
auf Personen und Güter bei der Beschleunigung auf 8000
m/s und mehr keine größeren Beschleunigungen als 10 g
ausgeübt werden und der hierfür zum Einsatz kommende,
vollständig wiederverwendbare, Flugkörper mit Zusatzantrieb
sowohl in eine orbitale oder geostationäre oder
die Erde verlassende Flugbahn gebracht werden und durch
die Wechselwirkung elektromagntischer Spulen, auch mit
Hilfe aerodynamischer Mittel, zur Erdoberfläche zurückgebracht
werden kann.
Der Stand der Technik wird im wesentlichen durch drei
zur Verfügung stehende Systeme gekennzeichnet:
- 1. die Raketentechnik einschließlich der Shuttlesysteme,
- 2. die Kombination von Flugzeug- und Raketentechnik und
- 3. Rail-Gun-Systeme oder elektromagnetische Kanonen.
Die vorhandenen bzw. projektierten Systeme zeichnen
sich insbesondere nachteilig aus durch den Gebrauch von
Wegwerftanks oder -raketen, durch ein ungünstiges
Startmassen-/Nutzlastverhältnis, oder für den Personentransport
unzulässige Beschleunigungen.
Die Aufgabe wird gemäß Anspruch 1 bis 4 erfindungsgemäß
gelöst durch den Einsatz einer an der Erdoberfläche
befindlichen Basiskonfiguration mit mindestens einer
elektromagnetischen Spule entsprechend Vorrichtung I,
einem - mit mindestens einer elektromagnetischen Spule
versehenen Flugkörper entsprechend Vorrichtung II und
einer - mit mindestens einer elektromagnetischen Spule
versehenen - im Orbit oder einer elliptischen Flugbahn
kreisenden Orbitalstation entsprechend Vorrichtung III.
Die wesentlichen Elemente der Vorrichtung I (1) werden
gebildet aus mindestens einer elektromagnetischen Spule
(4), deren magnetische Achse (5) aufgrund einer geeigneten
Aufhängung (6) innerhalb eines Kegels mit einem
Öffnungswinkel bis zu 120° über der Ebene, der Erdoberfläche
(15) entsprechend den Vorgaben einer zentralen
Steuereinheit frei (13) ausgerichtet werden kann.
Die aus vorzugsweise drei elektromagnetischen Spulen
oder Spulengruppen gebildete Vorrichtung I verfügt in
zentraler, hervorgehobener Position über ein Start- und
Landegerüst (16) mit einem Haltesystem (17) für die
Vorrichtung II und gegebenenfalls einem Startkanal (60)
und einem Startschacht (62) mit den entsprechenden
Führungen für die Vorrichtung II. Die Energieversorgung
(26) der Vorrichtung I erfolgt über Magnetenergiespeicher
(25). Reaktoren (27), Generatoren (28) oder
andere geeignete Vorrichtungen. Die elektromagnetischen
Spulen der Vorrichtung I bestehen aus jeweils einer
Grundlast- und einer Steuerlastwicklung, deren
Stromstärke durch die Steuereinheit (13) und den Regler
der Vorrichtung I (32) bestimmt wird. Die Aufhängung
(6) kann z. B. kardanisch oder mit hydraulischen
Stützen oder mit verstellbaren Spindelstelzen ausgeführt
werden. Bei der Ausführung mit Spindelstelzen
werden 12 Spindelstelzen mit je 12, zu Zweiergruppen
zusammengefaßten Anschlußpunkten an dem Fundament und
dem Traggerüst der elektromagnetischen Spule beweglich
befestigt. Die oberen Anschlußpunkte sind um 30°
gegenüber den unteren Anschlußpunkten verdreht, so daß
auch Querkräfte aufgenommen werden können.
Die wesentlichen Elemente der Vorrichtung II (2) werden
gebildet aus mindestens einer elektromagnetischen Spule
(9), bei vorzugsweise drei elektromagnetischen Spulen
(9) der Vorrichtung II können diese über Stellelemente
(18) in ihrer Neigung zueinander verstellt werden. Die
Energieversorgung (26) der Vorrichtung II erfolgt über
Magnetenergiespeicher (25), Reaktoren (27), chemischen
oder elektrischen Triebwerken mit MHD-Generator (29),
Brennstoff- und Solarzellen. Die Stromstärke der elektromagnetischen
Spulen der Vorrichtung II und die Flugregelung
wird nach den Vorgaben der zentralen Steuereinheit
(13) über den Regler (33) der Vorrichtung II im
Zusammenwirken mit dem Autopiloten (39) bestimmt. Die
wesentlichen Elemente der Vorrichtung II einschließlich
der Kreiselstabilisierung (59) und der Fahrwerke (55)
sind in einen aerodynamisch geformten Rumpf (35) mit
Stützflügeln (37), aerodynamischen Klappen (36) und
einem Höhen- und Seitenleitwerk (38) integriert. Der
Rumpf (35) nimmt darüber hinaus in magnetisch (54) und
thermisch (53) geschützten Räumen Lasten und Personen
(7) auf. Die Vorrichtung II verfügt über einen Zusatzantrieb
(43) mit nachgeschaltetem MHD-Generator (44),
der Abgasstrahl (46) des Zusatztriebwerkes kann über
eine Schubvektorsteuerung (45) bestehend aus einem Doppelkegel
(47) an entsprechenden Führungen (48) abgelenkt
werden. Führungen und Doppelkegel werden mit
einem Kühlmittel (50) über entsprechende Einspritzdüsen
(49) gekühlt. Der idealisierte Massepunkt (42) der Vorrichtung
II wird konstruktiv in Beschleunigungsrichtung
hinter den allgemeinen Kraft- und Momentansatzpunkt
(41) gelegt.
Die wesentlichen Elemente der Vorrichtung III (3) besteht
ebenfalls aus mindestens einer elektromagnetischen
Spule (10), die in der Mitte eine große Öffnung
freiläßt oder aus einer Anzahl elektromagnetischen Spulen,
die in einem entsprechenden Raumfachwerk (58) aufgehängt
sind und dessen Mitte ebenfalls für den Durchtritt
der Vorrichtung II offengelassen wird. Die Stromdichte
in den elektromagnetischen Spulen der Vorrichtung
III sowie die Flug- und Energieflußregelung wird
über die zentrale Steuereinheit (13) und den Regler
(34) bestimmt. Die Energieversorgung (26) der Vorrichtung
III erfolgt über Reaktore (27), Solar- (31) und
Brennstoffzellen (30) sowie über Magnetenergiespeicher
(25). Die Vorrichtung III verfügt über elektrische oder
chemische Zusatzantriebe (51) mit nachgeschalteten MHD-
Generatoren (52), thermisch (53) und magnetisch (54)
geschützten Räumen für die Aufnahme von Lasten und Personen
sowie über Andockvorrichtungen (57) an Teleskoparmen
(58).
Der Erfindung liegt insbesondere die Leistungsfähigkeit
elektromagnetischer Spulen, gefertigt aus Supraleitern,
zugrunde, mit denen bereits heute magnetische Induktionen
um 25 bis 30 T erzielt werden können.
Die zwischen zwei elektromagnetischen Spulen wirksame
Kraft wird nach der Formel
F = 1/(4π µoµr) × (Φ₁Φ₂)/r²
berechnet.
Entsprechend den Annahmen für geplante Magnetenergiespeicher
kann mit sehr großen magnetischen
Induktionen und großer räumlicher Ausdehnung der Spulen
gerechnet werden. Mit der Annahme einer magnetischen
Induktion von 30 T für die elektromagnetischen Spulen
der Vorrichtungen I bis III und z. B. einem Radius von
100 m für die Spule der Vorrichtung I und III und von
rund 7 m für die Spule der Vorrichtung II ist zu
berechnen, daß zwischen der Spule der Vorrichtung II
und den Spulen der Vorrichtungen I und III noch auf
eine Entfernung von mehr als 37 000 m eine Anziehungs-
oder Abstoßungskraft von 200 000 N besteht.
Bei einer Erhöhung der maximalen Induktion auf 40 T für
die Spulen der Vorrichtungen I bis III erhöht sich der
Abstand für eine Kraft von 200 000 N auf mehr als
50 000 m. Die Beziehung zwischen den Kräften der elektromagnetischen
Spulen ist im Hinblick auf den Abstand
der Spulen durch den Faktor 1/r² gemäß Abb. 1
geprägt.
Unter der Voraussetzung, daß die Vorrichtungen I und
III jeweils aus drei elektromagnetischen Spulen mit dem
Radius von 100 m bestehen und die mindestens eine
elektromagnetische Spule der Vorrichtung II eine Polfläche
von 150 m² aufweist, so wird
- - die Vorrichtung II in der Flugphase a bei einem Startgewicht von ca. 25 Mp aufgrund der Wechselwirkung mit der Vorrichtung I auf mindestens 2500 m/s beschleunigt,
- - der von Startbeginn mit minimaler Last laufende Zusatzantrieb der Vorrichtung II übernimmt in der anschließenden Flugphase b mit zunehmender Einregelung auf Vollast die Beschleunigung der Vorrichtung II auf etwa 4500 m/s und durch das Steuerungsvermögen der Schubvektorregelung wird das Einschwenken auf die Flugbahn der Vorrichtung III ermöglicht, derart, daß die Vorrichtung II in Flugrichtung vor der Vorrichtung III einschwenkt,
- - in der abschließenden Flugphase c schließlich wird die Vorrichtung II aufgrund der Wechselwirkung mit der Vorrichtung III auf 8000 m/s und, falls vom Flugauftrag erwünscht, unter zusätzlicher Nutzung des Zusatzantriebes der Vorrichtung II auf 11 200 m/s und mehr beschleunigt.
Das gesamte Beschleunigungsmanöver erfordert eine
Flugstrecke der Vorrichtung II von weniger als 1000 km
und eine Zeit kleiner als 200 s für den Flug bis in den
Orbit. Hierbei treten keine Beschleunigungen größer als
10 g auf, so daß bei entsprechender, zur Flugrichtung
senkrechten, Positionierung der mit entsprechenden
Druckanzügen ausgestatteten Piloten unzulässige Beschleunigungswerte
nicht überschritten werden.
Ohne Rücksichtnahme auf die personenbedingte Beschleunigungsbegrenzung
können reine Lastentransporte sogar
ohne Beanspruchung des Zusatzantriebes der Vorrichtung
II durch die Wechselwirkung zwischen der Vorrichtung I
und II auf mindestens 4000 m/s und durch die Wechselwirkung
zwischen der Vorrichtung II und III auf weit
mehr als 11 200 m/s beschleunigt werden. Bei den reinen
Lastentransporten kann der Zusatzantrieb der Vorrichtung
II also auf reine Steuerungsfunktionen begrenzt
werden. Die Ersparnis an, in der Vorrichtung II mitzuführendem,
Treibstoff für den Zusatzantrieb kommt also
unmittelbar der Nutzlast oder dem erreichbaren Beschleunigungswert
zugute.
Im Falle der Ladung der Vorrichtung II aus einer orbitalen
oder elliptischen Flugbahn um die Erde laufen die
Flugphasen in umgekehrter Reihenfolge ab:
- - Die Vorrichtung II wird bei gleicher Geschwindigkeit wie die der Vorrichtung III aus einer Position in Flugrichtung vor der Vorrichtung III durch die Wechselwirkung der elektromagnetischen Felder der Spulen der Vorrichtungen II und III zuerst auf die Vorrichtung III zu und dann von ihr weg beschleunigt, also relativ zur Erdoberfläche auf eine Geschwindigkeit von etwa 4500 m/s abgebremst.
- - Die Vorrichtung II geht anschließend mit der stark reduzierten Geschwindigkeit in den Sinkflug über. Die Auslegung der aerodynamischen Form mit thermischen Schutzvorrichtungen und der aerodynamischen Klappen in Verbindung mit dem als Bremstriebwerk eingesetzten Zusatzantrieb der Vorrichtung II erlauben die Geschwindigkeitsreduzierung auf unter 1000 m/s.
- - Die abschließende Landephase kann wahlweise derart gestaltet werden, daß die Vorrichtung II aufgrund der zusätzlichen Bremswirkung mit der/den elektromagnetischen Spulen der Vorrichtung I in dem dort vorgesehenen Start- und Landegerüst landet oder nach Abschaltung des Zusatzantriebes mit den aerodynamischen Eigenschaften ähnlich einem Entenflügler als Segelflugzeug auf einem beliebigen Flughaften landet.
Die Funktionsweise der beschriebenen Erfindung ist in
hohem Maß davon abhängig, daß es gelingt, die durch
die Wechselwirkung der elektromagnetischen Felder auf
die Vorrichtung II wirkenden Drehmomente zu reduzieren
und ein Umschlagen der Vorrichtung II zu verhindern.
Diese der Erfindung immanente Aufgabe wird durch fünf
Maßnahmen gelöst:
1. Bei drei elektromagnetischen Spulen der Vorrichtungen
I und III erfolgt die räumliche Ausrichtung der erzeugten
elektromagnetischen Felder, die sich überlagern,
derart, daß die räumlichen Achsen der erzeugten
magnetischen Felder parallel oder mit geringer Neigung
voneinander weg so ausgerichtet werden, daß wenn zwischen
diesen räumlichen Achsen der erzeugten magnetischen
Felder Isolinien gleicher magnetischer Induktion
aufgespannt werden in der räumlichen Mitte dieser Achsen
entsprechend Abb. 2 eine geringfügig niedrigere
magnetische Induktion besteht.
2. Die elektromagnetischen Spulen der Vorrichtung II
werden in Beschleunigungsrichtung derart geneigt, daß
die magnetischen Achsen der Spulen in der Beschleunigungsrichtung
zusammenlaufen. Dieser erfindungsgemäße
Einbau der elektromagnetischen Spulen der Vorrichtung
II hat den Vorteil, daß bei dem hypothetischen Ankippen
der Vorrichtung II gegenüber der magnetischen Achse der
elektromagnetischen Felder der Spulen der Vorrichtung I
gegenüber dem ungeneigten Einbau der elektromagnetischen
Spulen der Vorrichtung II das auftretende Drehmoment
bei einer zusätzlichen Querkraft wesentlich kleiner
ist.
3. Die Vorrichtung II ist in hohem Maße darauf angewiesen,
daß die Flugbedingungen einen Anstellwinkel a<2°
der Vorrichtung II gegenüber der magnetischen Achse der
Vorrichtung II vermeiden. Um die Flugrichtungsstabilität
der Vorrichtung II zu erhöhen, ist erfindungsgemäß
eine Kreiselstabilisierung mit einer Momentenkompensation
von mindestens 50 kNm vorgesehen.
4. Als aktive Regelung des Flugzustandes der Vorrichtung
II ist erfindungsgemäß eine Spulenstromregelung
der mindestens einen elektromagnetischen Spule der Vorrichtung
II derart vorgesehen, daß einmal über die
Grundlastwicklung die notwendige Stromstärke in Abhängigkeit
von der Entfernung zu den Vorrichtungen I und
III eingestellt werden kann, und bei vorzugsweise mindestens
drei elektromagnetischen Spulen der Vorrichtung
II über die Steuerlastwicklungen auch die Flugrichtungsstabilität
beeinflußt werden kann.
5. Die Feinregelung der Flugrichtungsstabilität kann
erfindungsgemäß schließlich auch durch die Schubvektorsteuerung
des Zusatzantriebes erfolgen.
Damit ist entsprechend Abb. 3 auf dem Flug
in den Orbit und zurück zur Erde die dargestellte
Flugbahn möglich.
Das beschriebene Verfahren hat den großen Vorteil, daß
insbesondere das Mitführen und Mitbeschleunigen unnötiger
Treibstoffe wesentlich, gegenüber dem Sängerkonzept
um den Faktor 15 reduziert werden kann und durch das
Wechselspiel des Stromflusses zwischen den elektromagnetischen
Spulen und den Magnetenergiespeichern der
Energiebedarf für eine Mission weiter reduziert wird.
Eine, der Erfindung gemäße, Lösung der Aufgabe ist in
den Zeichnungen I bis VI dargestellt. Die Zeichnungen
stellen dar:
I Schnitt durch eine Spule der Vorrichtung I,
II Aufsicht auf die Vorrichtung I mit mehreren Spulen,
III Ansicht der Vorrichtung II, des Flugkörpers von vorne und oben,
IV Längsschnitt der Vorrichtung II, des Flugkörpers,
V Ansicht der Vorrichtung III, der Orbitalstation ausgeführt mit mehreren Spulen,
VI Schnitt der Vorrichtung III, der Orbitalstation ausgeführt mit mehreren Spulen.
II Aufsicht auf die Vorrichtung I mit mehreren Spulen,
III Ansicht der Vorrichtung II, des Flugkörpers von vorne und oben,
IV Längsschnitt der Vorrichtung II, des Flugkörpers,
V Ansicht der Vorrichtung III, der Orbitalstation ausgeführt mit mehreren Spulen,
VI Schnitt der Vorrichtung III, der Orbitalstation ausgeführt mit mehreren Spulen.
Die wesentlichen Bestandteile der Erfindung sind wie
folgt numeriert:
( 1) Vorrichtung I
( 2) Vorrichtung II
( 3) Vorrichtung III
( 4) elektromagnetische Spule der Vorrichtung I
( 5) Lagerung einer Spule der Vorrichtung I
( 6) magnetische Achse einer Spule der Vorrichtung I
( 7) Transport- und Aufenthaltsräume der Vorrichtung II
( 8) orbitale bzw. elliptische Flugbahn der Vorrichtung III
( 9) elektromagnetische Spule/-n der Vorrichtung II
(10) elektromagnetische Spule/-n der Vorrichtung III
(11) magnetische Achse einer Spule der Vorrichtung III
(12) Flugrichtung der Vorrichtung III
(13) zentrale Steuereinheit und Funkstrecken
(14) Öffnungskegel auf der Vorrichtung I
(15) Basisebene der Vorrichtung I
(16) Start- und Landevorrichtung für die Vorrichtung II
(17) Haltesystem für die Vorrichtung II
(18) Stellelement für die Spule/-n der Vorrichtung II
(19) Grundlastwicklung der elektromagnetischen Spule/-n der Vorrichtung II
(20) Steuerlastwicklung der elektromagnetischen Spule/- n der Vorrichtung II
(21) Grundlastwicklung der elektromagnetischen Spule/-n der Vorrichtung III
(22) Steuerlastwicklung der elektromagnetischen Spule/- n der Vorrichtung III
(23) Bahnverfolgungssystem
(24) PID-Regler
(25) Magnetenergiespeicher der Vorrichtungen I bis III
(26) Energieversorgung
(27) Reaktor
(28) Generator
(29) MHD-Generator
(30) Brennstoffzellen
(31) Solarzellen
(32) Regler der Vorrichtung I
(33) Regler der Vorrichtung II
(34) Regler der Vorrichtung III
(35) Rumpf der Vorrichtung II
(36) aerodynamische Klappen der Vorrichtung II
(37) Stützflügel der Vorrichtung II
(38) Seiten- und Höhenleitwerk der Vorrichtung II
(39) Autopilot der Vorrichtung II
(49) Lagerung des Seiten- und Höhenleitwerkes der Vorrichtung II
(41) elektromagnetischer Kraftansatzpunkt der Vorrichtung II
(42) Massenschwerpunkt der Vorrichtung II
(43) Zusatzantrieb der Vorrichtung II
(44) MHD-Generator der Vorrichtung II
(45) Schubvektorregelung der Vorrichtung II
(46) Abgasstrahl der Vorrichtung II
(47) Doppelkegel der Schubvektorregelung
(48) Führung des Doppelkegels
(49) Einspritzdüsen für die Führung und den Doppelkegel
(50) Kühlmittel
(51) Zusatzantrieb der Vorrichtung III
(52) MHD-Generator der Vorrichtung III
(53) thermischer Schutz der Vorrichtung II
(54) elektromagnetische Schirmung
(55) Fahrwerke der Vorrichtung II
(56) Teleskoparme der Vorrichtung III
(57) Andockvorrichtungen der Vorrichtung III
(58) Raumfachwerk der Vorrichtung III
(59) Kreisel zur Kippstabilitätserhöhung der Vorrichtung II
(60) Startkanal in der Vorrichtung I
(61) Führungen für die Vorrichtung II
(62) Startschacht mit zusätzlichen Spulen (4)
( 2) Vorrichtung II
( 3) Vorrichtung III
( 4) elektromagnetische Spule der Vorrichtung I
( 5) Lagerung einer Spule der Vorrichtung I
( 6) magnetische Achse einer Spule der Vorrichtung I
( 7) Transport- und Aufenthaltsräume der Vorrichtung II
( 8) orbitale bzw. elliptische Flugbahn der Vorrichtung III
( 9) elektromagnetische Spule/-n der Vorrichtung II
(10) elektromagnetische Spule/-n der Vorrichtung III
(11) magnetische Achse einer Spule der Vorrichtung III
(12) Flugrichtung der Vorrichtung III
(13) zentrale Steuereinheit und Funkstrecken
(14) Öffnungskegel auf der Vorrichtung I
(15) Basisebene der Vorrichtung I
(16) Start- und Landevorrichtung für die Vorrichtung II
(17) Haltesystem für die Vorrichtung II
(18) Stellelement für die Spule/-n der Vorrichtung II
(19) Grundlastwicklung der elektromagnetischen Spule/-n der Vorrichtung II
(20) Steuerlastwicklung der elektromagnetischen Spule/- n der Vorrichtung II
(21) Grundlastwicklung der elektromagnetischen Spule/-n der Vorrichtung III
(22) Steuerlastwicklung der elektromagnetischen Spule/- n der Vorrichtung III
(23) Bahnverfolgungssystem
(24) PID-Regler
(25) Magnetenergiespeicher der Vorrichtungen I bis III
(26) Energieversorgung
(27) Reaktor
(28) Generator
(29) MHD-Generator
(30) Brennstoffzellen
(31) Solarzellen
(32) Regler der Vorrichtung I
(33) Regler der Vorrichtung II
(34) Regler der Vorrichtung III
(35) Rumpf der Vorrichtung II
(36) aerodynamische Klappen der Vorrichtung II
(37) Stützflügel der Vorrichtung II
(38) Seiten- und Höhenleitwerk der Vorrichtung II
(39) Autopilot der Vorrichtung II
(49) Lagerung des Seiten- und Höhenleitwerkes der Vorrichtung II
(41) elektromagnetischer Kraftansatzpunkt der Vorrichtung II
(42) Massenschwerpunkt der Vorrichtung II
(43) Zusatzantrieb der Vorrichtung II
(44) MHD-Generator der Vorrichtung II
(45) Schubvektorregelung der Vorrichtung II
(46) Abgasstrahl der Vorrichtung II
(47) Doppelkegel der Schubvektorregelung
(48) Führung des Doppelkegels
(49) Einspritzdüsen für die Führung und den Doppelkegel
(50) Kühlmittel
(51) Zusatzantrieb der Vorrichtung III
(52) MHD-Generator der Vorrichtung III
(53) thermischer Schutz der Vorrichtung II
(54) elektromagnetische Schirmung
(55) Fahrwerke der Vorrichtung II
(56) Teleskoparme der Vorrichtung III
(57) Andockvorrichtungen der Vorrichtung III
(58) Raumfachwerk der Vorrichtung III
(59) Kreisel zur Kippstabilitätserhöhung der Vorrichtung II
(60) Startkanal in der Vorrichtung I
(61) Führungen für die Vorrichtung II
(62) Startschacht mit zusätzlichen Spulen (4)
Claims (21)
1. Verfahren und Vorrichtungen I bis III, um Lasten in
den Orbit zu bringen und zurückzuholen, dadurch gekennzeichnet,
daß die Vorrichtung II (2), der Flugkörper
durch die an dem Erdboden befindliche Vorrichtung I (1)
und durch die im Orbit befindliche Vorrichtung III (3)
mit Hilfe der Wechselwirkung künstlicher elektromagnetischer
Felder durch die elektromagnetischen Spulen der
Vorrichtungen I bis III und die hiermit mögliche geeignete
Nutzung abstoßender und anziehender Kräfte mit
einer Beschleunigung nicht größer als 10 g und auf einer
Strecke nicht größer als 1000 km relativ zur Erdoberfläche
auf mindestens 8000 m/s beschleunigt oder
auf bis zu 0 m/s verzögert werden kann.
2. Verfahren und Vorrichtung I, gemäß Anspruch 1 um Lasten
in den Orbit zu bringen und zurückzuholen, dadurch
gekennzeichnet, daß die Vorrichtung I (1) aus mindestens
einer räumlich ausrichtbaren elektromagnetischen
Spule (4) mit einer maximalen magnetischen Induktion
größer als 20 T, deren Stromstärke geregelt und deren
magnetische Induktion mit mindestens 0,1 T/s verändert
werden kann, besteht und die Achse (5) maximaler magnetischer
Induktion durch eine entsprechende Aufhängung
(6) der Spule innerhalb eines senkrecht auf der Spitze
stehenden Kegels mit einem Öffnungswinkel bis zu 120°
frei gewählt werden kann.
3. Verfahren und Vorrichtung II gemäß Anspruch 1, um
Lasten oder Personen (7) in den Orbit (8) zu bringen
und zurückzuholen, dadurch gekennzeichnet, daß der
Flugkörper mindestens eine elektromagnetische Spule (9)
mit einer maximalen magnetischen Induktion größer als
20 T, deren Stromstärke geregelt und deren magnetische
Induktion mit mindestens 2 T/s verändert werden kann,
sowie einen Zusatzantrieb (43) aufweist.
4. Verfahren und Vorrichtung III gemäß Anspruch 1, um
Lasten in den Orbit zu bringen und zurückzuholen, dadurch
gekennzeichnet, daß die auf einer orbitalen oder
elliptischen Flugbahn (8) um die Erde fliegende Vorrichtung
III, die Orbitalstation mindestens eine elektromagnetische
Spule (10) mit einer maximalen magnetischen
Induktion größer als 20 T, deren Stromstärke geregelt
und deren magnetische Induktion mit mindestens
0,1 T/s verändert werden kann, aufweist und die Achse
(11) maximaler magnetischer Induktion dieser Spule in
Abhängigkeit von dem gegebenen externen Magnetfeld begrenzt
zur Flugrichtung (12) ausgerichtet werden kann
und bei mehr als einer Spule diese Spulen der Vorrichtung
III in ein, die entstehenden Druck- und Zugkräfte
aufnehmendes Raumfachwerk (58) integriert sind und diese
eine Spule oder die Anzahl der Spulen konstruktiv so
ausgelegt werden, daß die Vorrichtung II durch die eine
oder die Anzahl der Spulen mittig hindurchtreten kann.
5. Vorrichtung I gemäß Anspruch 1 und 2, dadurch
gekennzeichnet, daß bei mehr als einer elektromagnetischen
Spule der Vorrichtung I jede der elektromagnetischen
Spulen (4) der Vorrichtung I, der Basiskonfiguration
synchron mit den anderen elektromagnetischen
Spulen nach den Vorgaben einer Steuereinheit (13) so
ausgerichtet werden kann, daß innerhalb eines Kegels,
dessen Spitze mit der räumlichen Mitte der Spulen (4)
in der Ebene (15) bestimmt wird, die Achse der maximal
möglichen magnetischen Feldstärke und Induktion frei
gewählt werden kann.
6. Vorrichtung I gemäß Anspruch 1, 2 und 5, dadurch
gekennzeichnet, daß in der magnetischen Achse der mindestens
einen elektromagnetischen Spule der Vorrichtung
I in der Startrichtung der Vorrichtung II vor dem Mittelpunkt
der Vorrichtung I eine Start- und Landevorrichtung
(16) mit Haltesystemen (17) für die Vorrichtung
II vorgesehen ist oder in der magnetischen Achse
der Vorrichtung ein Startkanal (60) mit entsprechenden
Führungen vorgesehen ist oder der Startkanal unmittelbar
an einen Startschacht (62) mit zusätzlichen elektromagnetischen
Spulen (4) anschließt.
7. Vorrichtung I gemäß Anspruch 1, 2 und 5, dadurch gekennzeichnet,
daß die Strombelastung der mindestens
einen elektromagnetischen Spule (4) der Vorrichtung I
von innen nach außen, gemessen in A/m², nach außen um
mindestens 5% höher eingeregelt werden kann, und bei
der Ausrichtung mehrerer elektromagnetischer Spulen der
Vorrichtung I diese Ausrichtung synchron erfolgt, und
eine auf der Achse zu erzeugten Magnetfeld senkrechte
Ebene in der Mitte eine geringfügig niedrigere elektromagnetische
Feldstärke und Induktion aufweist als in
einer Entfernung von 50 m von der Achse des einen oder
der mehreren, überlagerten Magnetfelder und diese Magnetfeldkonfiguration
durch entsprechende Regelung über
die Steuereinheit (13) bei unterschiedlichen Entfernungen
eingestellt werden kann.
8. Vorrichtung II gemäß Anspruch 1 und 3, dadurch gekennzeichnet,
daß jede der mindestens einen elektromagnetischen
Spulen (9) des Flugkörpers individuell angesteuert
werden kann und bei mindestens zwei, vorzugsweise
drei elektromagnetischen Spulen der Vorrichtung
II diese durch entsprechende Stellelemente (18) leicht
zueinander geneigt werden können oder mit einer Neigung
von mindestens 5° zueinander fest eingebaut sind.
9. Vorrichtung II gemäß Anspruch 1, 3 und 8, dadurch
gekennzeichnet, daß jede der elektromagnetischen Spulen
der Vorrichtung II, des Flugkörpers über eine Grundlastwicklung
(19), gekennzeichnet durch eine mögliche
Veränderung des erzeugten Magnetfeldes von mindestens 2
T/s, und eine Steuerlastwicklung (20), gekennzeichnet
durch eine mögliche Veränderung des erzeugten Magnetfeldes
von 0,1 T/ms, verfügt.
10. Vorrichtung III gemäß 1 und 4, dadurch gekennzeichnet,
daß jede der mindestens einen elektromagnetischen
Spulen der Orbitalstation über eine Grundlastwicklung
(21), gekennzeichnet durch eine mögliche Veränderung
des erzeugten Magnetfeldes von mindestens 0,1 T/s und
eine Steuerlastwicklung (22), gekennzeichnet durch eine
mögliche Veränderung des erzeugten Magnetfeldes von
mindestens 0,1 T/ms, verfügt.
11. Verfahren und Vorrichtungen nach Anspruch 1, dadurch
gekennzeichnet, daß die abgestimmte, synchrone
Regelung der elektromagnetischen Feldstärken und Induktionen,
die räumliche Ausrichtung der elektromagnetischen
Spulen der Vorrichtungen I bis III und der Einsatz
der Zusatzantriebe und aerodynamischen Hilfsmittel
durch die optische und/oder radartechnische Bahnverfolgung
(23) des Flugkörpers und der Orbitalstation sowie
die Arbeitsdatenerfassung der Vorrichtungen I bis III
über die mit einer Funkstrecke verbundene Steuereinheit
(13) als zentrale Flugregelung, ausgestattet mit einem
PID-Regler (24), wobei wahlweise die parallele, integrale
und differentielle Regelung oder Kombinationen
dieser drei Regelprinzipien je nach Flugphase und Flugerfordernis
genutzt werden, erfolgt.
12. Verfahren und Vorrichtungen I bis III nach den Ansprüchen,
1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Leistungsversorgung
der elektromagnetischen Spulen nach den
Vorgaben der Steuereinheit (13) und dem Regler (24) mit
nachgeordneten Reglern in der Vorrichtung I (32), in
der Vorrichtung II verbunden mit einer Trägheitsplattform
(33) und in der Vorrichtung III (34) über toroidförmige
Magnetenergiespeicher (25) erfolgt und diese
Magnetenergiespeicher über zusätzliche Energieversorgungsanlagen
(26) wie Kern- oder Kernfusionsreaktoren
(27) mit nachgeschaltetem Generator (28), MHD-Generatoren
(29), Brennstoffzellen (30), Solarzellen (31) sowie
durch rückgewinnbare Energie aus den elektromagnetischen
Spulen der Vorrichtungen I bis III aufgeladen und
wiedergeladen werden können.
13. Verfahren und Vorrichtungen II und III nach den
Ansprüchen 1, 3, 4 11 und 12, dadurch gekennzeichnet,
daß die Vorrichtung II, der Flugkörper und die Vorrichtung
III, die Orbitalstation das schnelle Durchfliegen
des Erdmagnetfeldes durch ihre elektromagnetischen Spulen
sowohl zur Lageregelung als auch durch kombinierte
Gravitations-/Magnetfeldmanöver zur Energiegewinnung
nutzen können.
14. Verfahren und Vorrichtung II nach den Ansprüchen 1,
3, 6, 8, 9, 11 bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß die
mindestens eine elektromagnetische Spule (9) der Vorrichtung
II in den Rumpf (35) der Vorrichtung II integriert
ist oder diesen umgibt und an diesem mit, mit
aerodynamischen Klappen (36) versehenen, Stützflügeln
(37) befestigt ist und der Rumpf der Vorrichtung II am
Heck mit mindestens einem höhen- und seitenwirksamen
Leitwerk (38) versehen ist, und die einzelnen Leitwerke
am Heck entweder auf beiden Seiten die gleiche Pfeilung
aufweisen oder je nach der Flugrichtung durch die Atmosphäre
entsprechend ihrer Pfeilung um mindestens 180°
in einer Lagerung (40) gedreht werden können und die
aerodynamischen und elektromagnetischen Flugbedingungen
sowohl von dem/den Piloten oder einem Autopiloten (39)
gemäß Anspruch 11 bis 14 gesteuert werden können.
15. Verfahren und Vorrichtung II nach Anspruch 1, 3, 8,
9, 13 und 14, dadurch gekennzeichnet, daß der idealisierte
Kraftansatzpunkt (41) der mindestens einen elektromagnetischen
Spule (9) der Vorrichtung II bezogen
auf die Flugrichtung oder die Beschleunigungsrichtung
vor dem idealisierten Massenschwerpunkt (42) der Vorrichtung
II liegt und die Kippstabilität der Vorrichtung
II durch einen, in den Rumpf (35) integrierten,
mit hoher Geschwindigkeit rotierenden Kreisel (59) bis
zu äußeren Drehmomenten von mindestens 50 kNm gewährleistet
ist.
16. Verfahren und Vorrichtung II nach Anspruch 1, 3, 8,
9, 11 bis 15, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung
II über mindestens einen zusätzlichen Antrieb (43)
in Form eines sauerstoffatmenden Triebwerkes, eines Raketentriebwerkes,
eines Photonen- oder Ionentriebwerkes
oder eines anderen elektromagnetischen Impulstriebwerkes
verfügt und diese Triebwerke mit einem MHD-Generator
(44) verbunden sind und dieser mindestens eine zusätzliche
Antrieb der Vorrichtung II mindestens eine
Beschleunigung von 2 g und einen spezifischen Beschleunigungsimpuls
bis zu 2500 m/s vermitteln kann und
zusätzlich über eine mechanische oder elektromagnetische
x-y-Schubvektorsteuerung (45) verfügt, wenn in
der z-Achse die Bewegungsrichtung festgelegt ist.
17. Verfahren und Vorrichtung II nach Anspruch 1, 3, 8,
9, 11 bis 16, dadurch gekennzeichnet, daß die x-y-
Schubvektorsteuerung (45) des zusätzlichen Triebwerkes
der Vorrichtung II über einen im Abgasstrahl (46) des
sauerstoffatmenden Triebwerkes oder Raketentriebwerkes
vorgesehenen, thermisch isolierten Doppelkegel (47) erfolgt
und der eine Kegel dieses Doppelkegels einerseits
den Abgasstrahl ablenken kann und der zweite Kegel des
Doppelkegels andererseits die Hauptlast der thermischen
Belastung bei dem Wiedereintritt der Vorrichtung II in
die Atmosphäre übernimmt, und die Position des Doppelkegels
im Abgasstrahl durch mindestens drei Führungen
(48) bestimmt werden kann und der Abgasstrahl durch in
dem Doppelkegel und seinen Führungen vorgesehenen,
hochdruckgespeisten Düsen (49) zur Injektion eines verdampfenden
Kühlmittels (50) auf Temperaturen unter
1800 K gekühlt werden kann.
18. Verfahren und Vorrichtung III nach Anspruch 1, 4,
10 bis 13 und 17, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung
III über mindestens einen, vorzugsweise drei
zusätzliche, in ihrer Wirkungsrichtung innerhalb einer
Halbkugel verstellbare, Antriebe (51) in Form eines
Raketentriebwerkes, eines Photonen- oder Ionentriebwerkes
oder eines anderen elektromagnetischen Impulstriebwerkes
in Verbindung mit einem MHD-Generator (52)
verfügt und dieser mindestens eine zusätzliche Antrieb
der Vorrichtung III mindestens eine Beschleunigung von
0,1 g vermitteln kann und dieser zusätzliche Antrieb
über eine gleiche mechanische oder elektromagnetische
x-y-Schubvektorsteuerung gemäß Anspruch 16 bis 17
verfügt, wenn in der z-Achse die Bewegungsrichtung
festgelegt ist.
19. Verfahren und Vorrichtungen I bis III nach Anspruch
1 bis 18, dadurch gekennzeichnet, daß der Flugkörper
über thermische Schutzschilde (53) verfügt und die, die
Personen und die elektromagnetisch empfindlichen Güter,
Bauteile und Steuerungen aufnehmenden Räume der Vorrichtungen
I bis III durch weichmagnetische oder aktive
elektromagnetische Schirmungen (54) vor magnetischen
Induktionen größer als 2 T geschützt werden.
20. Vorrichtung III nach Anspruch 1, 4, 10 bis 13, 18
und 19, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung III
um ihre magnetische Achse zur Eigenstabilisierung und,
zur Erzeugung gravitationsgleicher Zentrifugalkräfte am
Außenrand, rotiert und daß an der Vorrichtung III dreidimensional
schwenkbare, ausfahrbare Teleskoparme (56)
mit Andockvorrichtungen (57) für die Vorrichtung II,
den Flugkörper vorgesehen sind.
21. Verfahren und Vorrichtungen I bis III nach Anspruch
1 bis 19, dadurch gekennzeichnet, daß entsprechend Anspruch
1 die Vorrichtung I der Vorrichtung II im Aufstieg
zum Orbit durch Abstoßungskräfte der elektromagnetischen
Spulen eine Grundbeschleunigung von mindestens
2500 m/s vermittelt, die Vorrichtung II, beschleunigt
durch den Zusatzantrieb auf mindestens 4000
m/s, in den freien Flug bis zur Flugbahn der Vorrichtung
III in mindestens 250 km Höhe übergeht und anschließend
von der Vorrichtung III durch schiebende,
ziehende und wieder schiebende Wechselwirkung der
elektromagnetischen Felder und den Zusatzantrieb der
Vorrichtung II die Beschleunigung auf 8000 m/s bis zu
11 200 m/s und mehr erfährt, und in der Verzögerung aus
dem Orbit der Vorrichtung II von den Vorrichtungen III
und I in umgekehrter Reihenfolge in Verbindung mit dem
Zusatzantrieb der Vorrichtung II gleiche Beschleunigungswerte
vermittelt werden können, die Vorrichtung II
jedoch entsprechend Anspruch 11 bis 17 auch ohne Bremsunterstützung
der Vorrichtung I nach aerodynamischen
Regeln mit eigener Triebwerksunterstützung mit in den
Stützflügeln und den Rumpf integrierten und ausfahrbaren
Fahrwerken (55) mit nicht mehr als 100 m/s landen
kann.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19904017170 DE4017170A1 (de) | 1990-05-28 | 1990-05-28 | Raumtransportsystem |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19904017170 DE4017170A1 (de) | 1990-05-28 | 1990-05-28 | Raumtransportsystem |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE4017170A1 true DE4017170A1 (de) | 1991-12-12 |
Family
ID=6407354
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19904017170 Withdrawn DE4017170A1 (de) | 1990-05-28 | 1990-05-28 | Raumtransportsystem |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE4017170A1 (de) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE19539390A1 (de) * | 1995-10-10 | 1997-04-17 | Siegfried Stargard | Raumstation |
WO2009076793A1 (zh) * | 2007-12-17 | 2009-06-25 | Yang, Hong | 用于小型卫星和月球上航天器的电磁弹射器 |
CN116714783A (zh) * | 2023-08-10 | 2023-09-08 | 北京航空航天大学 | 一种飞轮风扇发动机式航空航天运载器 |
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DE3812810A1 (de) * | 1988-04-16 | 1989-10-26 | Priebe Klaus Peter Dipl Ing | Antriebskoerper fuer feldeffektgetragene flugkoerper |
-
1990
- 1990-05-28 DE DE19904017170 patent/DE4017170A1/de not_active Withdrawn
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