DE4029279A1 - Verfahren zum betreiben eines raketenaehnlichen antriebsaggregates sowie raketentriebwerk, vorzugsweise zur durchfuehrung des verfahrens - Google Patents
Verfahren zum betreiben eines raketenaehnlichen antriebsaggregates sowie raketentriebwerk, vorzugsweise zur durchfuehrung des verfahrensInfo
- Publication number
- DE4029279A1 DE4029279A1 DE19904029279 DE4029279A DE4029279A1 DE 4029279 A1 DE4029279 A1 DE 4029279A1 DE 19904029279 DE19904029279 DE 19904029279 DE 4029279 A DE4029279 A DE 4029279A DE 4029279 A1 DE4029279 A1 DE 4029279A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- fuel
- catalyst
- reaction
- temp
- propellant
- 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.)
- Ceased
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—Helicopters
- B64C27/12—Rotor drives
- B64C27/16—Drive of rotors by means, e.g. propellers, mounted on rotor blades
- B64C27/18—Drive of rotors by means, e.g. propellers, mounted on rotor blades the means being jet-reaction apparatus
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/005—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof the engine comprising a rotor rotating under the actions of jets issuing from this rotor
-
- 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
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/68—Decomposition chambers
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
Description
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum
Betreiben eines raketenähnlichen Antriebsaggregates,
insbesondere für den Blattspitzenantrieb eines Heli
kopters sowie ein Raketentriebwerk zur Durchführung
des Verfahrens.
Es gehört zum Stande der Technik, bei Helikopterflug
zeugen das zum Antrieb der Hauptflügel benötigte
Drehmoment mittels eines in den Flügelspitzen ange
ordneten monergolen Triebwerkes vorzusehen. Die
Treibstoffkomponente wird von ihrem Brennstofftank
über eine Stopfbüchse in die Flügelspitzen gepumpt
und daselbst in einem rückstoßerzeugenden Aggregat
zur Reaktion gebracht werden, wie dies beispielsweise
in der US-PS 44 73 199 erläutert ist.
Wasserstoffperoxid-Antriebe, in denen Wasserstoffper
oxid in Katalysatorpackungen zersetzt wird, sind be
kannt. Dabei wird das bei hohem Druck und hoher Tem
peratur in Wasserdampf und Sauerstoff zersetzte
Mischgas durch eine konvergente-divergente Düse (La
valdüse) auf den Umgebungsdruck expandiert. Dadurch
entsteht ein mit hoher Geschwindigkeit austretender
Gasstrahl, welcher mit demjenigen eines Raketentrieb
werkes verglichen werden kann. Der dabei entstehende
Antriebsschub wird im vorliegenden Fall zur Beschleu
nigung des Rotorblattes eines Helikopters und dessen
anhaltendem Antrieb eingesetzt.
Die zuletzt erwähnte Anwendung wird u. a. in der Lite
ratur, z. B. von A. Dadieu et al.: Raketentreibstoffe;
Springer Wien, 1968, erwähnt.
Die verwendeten Katalysatorpakete bestehen aus räum
lich verteiltem Silber, Platin, Iridium oder Palladi
um oder Legierungen davon und werden vom Treibstoff-
Wasserstoffperoxid durchströmt. Die räumliche Vertei
lung besteht aus Lagen von Drahtmaschengittern,
Drahtgewirken oder einfach aus Blechen. Es sind auch
Anwendungen bekannt, in denen Stahl-, Kupfer- oder
andere Drähte, z. B. galvanisch, mit den genannten Me
tallen beschichtet werden.
Als weniger geeignet, doch auch verwendet, werden ke
ramische poröse Gebilde, z. B. aus Aluminiumoxid, wel
che als Träger dieser vorerwähnten Katalysatormate
rialien dienen.
In früheren Zeiten der Luftfahrt sind auch feste an
organische Materialien als Katalysatoren, wie z. B.
Braunstein, verwendet worden. Im weiteren können
Flüssigkeiten, wie Lösungen von Natrium- oder Kalium-
Permanganat, die ebenfalls als Katalysatoren wirken,
dem Treibstoff kontinuierlich zugemischt werden.
Alle diese Katalysatormaterialien weisen eine be
schränkte Lebensdauer auf, die durch Katalysatoren
gifte und Reaktionen des Treibstoffes mit dem Kataly
satormaterial begrenzt sind. Als Katalysatorengifte
sind die Stabilisatoren zu nennen, welche dem Wasser
stoffperoxid beigemischt werden, damit dieses gefahr
los transportiert und gehandhabt werden kann.
Es ist eines der Hauptziele der Entwicklung, bei der
Konstruktion derartiger Helikopterflugzeuge allen
Bauteilen bei geringstem Gewicht eine möglichst lange
Lebensdauer zu geben. Damit die Antriebsaggregate mit
besten Wirkungsgraden betrieben werden können, sind
hochwertige und doch billige Treibstoffe bzw. Treib
stoffkomponenten anzuwenden.
In diesem Sinne zeichnet sich die vorliegende Erfin
dung durch einen der Ansprüche aus.
Ein Ausführungsbeispiel aus einem Helikopterantrieb
wird anschließend anhand einer Zeichnung erläutert.
Es zeigen in rein schematischer Darstellung:
Fig. 1 das Treibstoffsystem eines Helikopterflug
zeuges vom Brennstofftank zu den Antriebs
aggregaten in den Rotorflügeln,
Fig. 2 das in der Spitze eines Rotorflügels ange
brachte Antriebsaggregat,
Fig. 3a-3d grundsätzliche Treibstoffzufuhren zum An
triebsaggregat,
Fig. 4 einen Ausschnitt aus einem Notaggregat
kurzer Wirkungsdauer,
Fig. 5 einen Ausschnitt aus einem Notaggregat
längerer Wirkungsdauer.
Der sich abspielende Vorgang wird anhand der Fig. 1
erläutert. Der Treibstoff in einem Tank 1 gelangt
durch eine Pumpe 2 und ein Kontrollventil 3, welches
vom Piloten bedient wird, über eine Stopfbüchse 4 in
die Rotor-Hauptwelle 5; letztere weist Lager 6 und
einen Rotorkopf 7 auf. Am Rotorkopf 7 sind die Rotor
blätter 9 schwenkbar gelagert. Im Rotorkopf 7 befin
det sich ein Verteilstück 8, durch welches der Treib
stoff in die Rotorblätter 9 verteilt wird. Die Treib
stoffleitung 10, welche teilweise an den oder vor
zugsweise in den Blättern 9 geführt wird, bringt den
Treibstoff über Rückschlagventile 11 zu den Reak
tionskammern 12. Die Rückschlagventile 11 verhindern,
daß beim Start Druckwellen in das Niederdruck-Treib
stoff-Fördersystem zurücklaufen.
Fig. 2 zeigt die Funktionsweise des rückstoßerzeu
genden Aggregates. Durch die Leitung 10 und das Rück
schlagventil 11 gelangt der Treibstoff in die Ver
teilkammer 13. Von dort strömt er in ein Katalysator
paket 14, wo er zersetzt wird. Die bei der anschlie
ßenden Reaktion entstehenden heißen Gase strömen da
bei in die Kammer 15, um anschließend in einer La
valdüse 16 beschleunigt zu werden.
In den Fig. 3a bis d sind vier unterschiedliche Mög
lichkeiten der Zufuhren von Treibstoffen in die Reak
tionskammern von Triebwerken dargestellt.
Als Treibstoff kann ein sog. monergoler Treibstoff
eingesetzt werden. Diese Art Treibstoff enthält alle
chemischen Komponenten, welche für den Erhitzungs-
bzw. Zersetzungsprozeß nötig sind. Als solche Stoffe
sind bekannt: Aethylenoxid, Hydrazin, Wasserstoffper
oxid oder Nitromethan. Die chemische Reaktion wird
durch den Katalysator eingeleitet und kann sich je
nach Reaktionstemperatur danach selbst aufrechterhal
ten; Aethylenoxid zersetzt sich in Wasserdampf und
Kohlendioxid; Hydrazin in Stickstoff, Wasserstoff und
Wasserdampf; Wasserstoffperoxid in Wasserdampf und
Sauerstoff.
Im ersten Beispiel gemäß Fig; 3a ist ein an sich be
kannter Wasserstoffperoxid-Antrieb dargestellt.
Diese Figur zeigt die Ausführung, bei welcher ein
monergoler Treibstoff 20 im Katalysatorpaket 14 zer
setzt wird und die Heißgase in die Kammer 15 gelan
gen.
Es ist eines der Ziele der vorliegenden Erfindung,
eine möglichst hohe Lebensdauer des Katalysators zu
erreichen. Diese Lebensdauer kann als Menge zersetz
ten Wasserstoffperoxids pro Katalysatoroberflächen
einheit definiert werden. Durch die in einer Reak
tionskammer untergebrachte Katalysatoroberfläche, dem
Zersetzungspotential des Katalysators und der Durch
flußmenge an Treibstoff ist die Lebensdauer des Ka
talysators berechenbar. In der Praxis wird dieser
Wert jedoch etwas geringer sein, da nicht angenommen
werden kann, daß die gesamte Oberfläche zeitlich
gleichmäßig abgenutzt wird.
Es besteht neben der bekannten katalytischen Zerset
zung von Wasserstoffperoxid auch die Möglichkeit der
thermischen Zersetzung. Oberhalb einer Temperatur von
430°C setzt eine homolytische Reaktion ein, bei wel
cher die Zersetzungsprodukte selbst als Katalysator
wirken.
Die Temperatur, die sich bei der Zersetzung von Was
serstoffperoxid einstellt, ist abhängig von dessen
Konzentration. Bei einer genügend hohen Konzentration
kann die Temperatur von über 430°C erreicht werden.
Durch Einspritzen von unzersetztem kaltem Wasser
stoffperoxid in das bereits zersetzte Gemisch kann
das kalt eingespritzte Wasserstoffperoxid auf die
notwendige Temperatur aufgeheizt werden, und die ho
molytische Zersetzung setzt ein. Der Prozeß unter
hält sich somit nach der Anfahrphase selbst. Dieses
Verfahren ist in Fig. 3b dargestellt.
In diesem Fall soll Wasserstoffperoxid mit einer Kon
zentration von 85% in einem Katalysatorpaket, welches
sich in einer Reaktionskammer befindet, zersetzt wer
den. Die dabei auftretende Reaktionstemperatur be
trägt ca. 650°C und reicht damit zur Einleitung einer
homolytischen Reaktion von sekundär eingespritztem
Wasserstoffperoxid aus.
Diesem Vorgehen liegt somit der Gedanke zugrunde,
durch eine katalytische Zersetzung das Temperaturni
veau in der Reaktionskammer über 430°C zu bringen und
danach sekundär Wasserstoffperoxid einzuspritzen,
welches durch die oben dargestellte homolytische Re
aktion den Prozeß der Zersetzung aufrechterhält. Ei
ne weitere Zufuhr von Wasserstoffperoxid über das Ka
talysatorpaket ist nicht mehr notwendig. Durch diese
Maßnahme kann die Lebensdauer des Katalysatorpaketes
um ein Vielfaches vergrößert werden.
Es ist aber auch das Ziel eines Helikopter-Konstruk
teurs eine möglichst große Reichweite bzw. lange
Flugzeit des Helikopters zu erreichen. Die Reichweite
bzw. Flugzeit wird bei vorgegebenem Abfluggewicht und
Treibstoffgewicht in erster Linie durch den Energie
inhalt des Treibstoffes bestimmt. Bei der Zersetzung
von Wasserstoffperoxid in einem Katalysator wird aber
nicht die volle Möglichkeit des Energiepotentials
ausgenutzt, da Sauerstoff unverbrannt in die At
mosphäre ausgestoßen wird.
Ein weiteres Treibstoffsystem wird gemäß Fig. 3c be
schrieben, bei welchem der Blattspitzenantrieb eines
Helikopters mit einem Zweikomponentengemisch 20 und
21 betrieben wird. Bei diesem wird durch Zumischung
einer organischen Treibstoffkomponente 21 der Sauer
stoff, welcher aus der Zersetzung des Wasserstoffper
oxids 20 entsteht, in einer exothermen Reaktion ge
bunden.
Aus Gründen der Einfachheit bezüglich Logistik und
Erfahrung bei anderen Anwendungen in der Luftfahrt
wird als organische Treibstoffkomponente 21 JP-4, ein
Düsentriebwerkstreibstoff, für dieses Vorhaben bevor
zugt.
Im vorliegenden Fall soll Wasserstoffperoxid mit ei
ner Konzentration von 85 Gew.% in einem Katalysatorpa
ket, welches sich in einer Reaktionskammer befindet,
zersetzt werden. Die Reaktionstemperatur der dabei
entstehenden Gase, Wasser und Sauerstoff, beträgt ca.
650°C. Diese liegt ohnehin über der Entzündungstempe
ratur von JP-4.
Durch die sekundäre Einspritzung und Verbrennung ei
nes Kohlenwasserstoffes, wie z. B. JP-4, steigt die
Temperatur in der Reaktionskammer stark an. Diese
Temperatur hängt vom Mischungsverhältnis von JP-4 zu
Wasserstoffperoxid ab. Je geringer das Verhältnis,
desto tiefer liegt die Temperatur. Als zweite Ein
flußgröße ist die Konzentration des Wasserstoffper
oxids zu nennen. Reaktionsfähiges Wasserstoffperoxid
muß eine Konzentration von über ca. 78 Gew.% aufwei
sen.
Es ist nun denkbar, bei diesem hypergolen Treibstoff
system mit Wasserstoffperoxid von niedrigerer Konzen
tration, z. B. 72 Gew.%, zu fahren, um ein ökonomi
sches Optimum zu erreichen. In diesem Falle ist der
Wasseranteil relativ hoch und die Reaktionstemperatur
dementsprechend tiefer. Hier ist mithin der Wirkungs
grad infolge besserer Ausnutzung höher als beim rei
nen Wasserstoffperoxid-gespeisten Triebwerk.
Diesem Vorgehen liegt der Gedanke zugrunde, durch ei
ne katalytische Zersetzung die Reaktion zu starten
und danach JP-4 in das zersetzte Wasserstoffperoxid
-Gemisch einzuspritzen. Nach Erreichen einer Tempera
tur über 430°C in der Reaktionskammer kann, wie im
Falle der Fig. 3b, der Massenstrom von Wasserstoff
peroxid durch den Katalysator gestoppt werden. Die
dargestellte homolytische Reaktion erhält die hyper
gole Reaktion aufrecht. Eine weitere Zufuhr von Was
serstoffperoxid über das Katalysatorpaket ist nicht
mehr notwendig. Durch diese Maßnahme kann die Le
bensdauer des Katalysatorpaketes um ein Vielfaches
vergrößert und die Flugdauer maßgeblich erweitert
werden.
Als weiterer Vorteil ist die Sicherheit bei Ausfall
der Treibstoffzufuhr (JP-4) zu nennen, indem im Not
fall der Antrieb ausschließlich durch die katalyti
sche bzw. homolytische Zersetzung gespiesen und ga
rantiert wird.
In beiden geschilderten Fällen 3b und c ist die Reak
tionstemperatur ausreichend, um eine homolytische
Zersetzung des Wasserstoffperoxids bei dessen Ein
spritzung in die Reaktionskammer zu erreichen. Nach
dem Startvorgang ist mithin der Katalysator nicht
mehr in Funktion. Bei der Ausführung nach Fig. 3d er
übrigt sich der Einbau eines Katalysatorpaketes. Hier
wird, direkt in die Reaktionskammer 13/15, ein sog.
hypergoles Treibstoffsystem eingespritzt, bei welchem
keine Hilfszündung erforderlich ist. Die Entzündung
erfolgt ausschließlich durch die Berührung der bei
den Treibstoffkomponenten miteinander, z. B. HNO₃ und
Hydrazin oder Wasserstoffperoxid und JP-4. Es ver
steht sich von selbst, daß nicht jede Treibstoffkom
bination zum erwünschten Ziel führt.
Wie für alle Flugkörper, so ist auch für einen Heli
kopter die Startphase besonders kritisch.
In der Tat benötigt der vertikale Start eine Hub
kraft, welche wesentlich größer ist als diejenige
für den Vorwärtsflug, was dazu zwingt, die Antriebs
aggregate mit übernormaler, voller Leistung zu be
treiben, was zweifellos die Gefahr von Ausfällen sol
cher Antriebe wesentlich ansteigen läßt.
Die Konsequenzen eines derartigen Ausfalles eines
einmotorigen Helikopters können dramatisch sein und
auch bei Helikoptern mit mehreren Antrieben schwer
wiegende Folgen haben. Wenn der Flugkörper nicht eine
gewisse Höhe erreicht hat, um seine potentielle Ener
gie in Bewegungsenergie umzuwandeln, was ihm erlaubt,
eine dem verbleibenden Antrieb entsprechende Ge
schwindigkeit zu halten, dann besteht die Gefahr,
daß der Flugkörper abstürzt oder zumindest mit dem
Boden mit einer derartigen Fallgeschwindigkeit in Be
rührung kommt, daß wesentliche Beschädigungen und
Verletzungen entstehen.
Anderseits wird, wenn es sich um mehrmotorige, kom
merzielle Verwendung findende Flugkörper handelt, das
zugelassene maximale Startgewicht in einem entspre
chenden Zulassungszertifikat festgelegt, welches auf
der Annahme beruht, daß während der kritischen Phase
des Startes ein Antrieb ausfällt und trotzdem der He
likopter mit Sicherheit landen kann. Dies verlangt
eine strenge Begrenzung des totalen Abfluggewichtes
bei vorgegebener Startleistung.
Es ist bekannt, bei Helikoptern durch eine Zusatzaus
rüstung praktisch ohne Verzug dem Rotor zusätzliche
Energie zuzuführen, um das erwähnte Problem zu lösen.
Die vorliegende Erfindung bezweckt ferner die Schaf
fung einer einfachen, sicheren derartigen zusätzli
chen Maßnahme.
Die Quelle der zusätzlichen Energie besteht aus Rake
tenrohren, welche an jedem Flügelende eines Rotors
angebracht werden und welche eine Einrichtung umfas
sen, die die Zersetzung des Treibstoffes, wie Wasser
stoffperoxid ermöglicht. Diese Zersetzung ergibt eine
Hochtemperaturmischung von Wasserdampf und Sauer
stoff. Diese Gase werden mit großer Geschwindigkeit
ausgestoßen, wobei deren Schub ein auf den Rotor
wirkendes Antriebs-Drehmoment erzeugt. Die Rotoran
triebsenergie jedes Raketenrohres ist gleich dem Pro
dukt des Impulses der Gasmasse und der Umfangsge
schwindigkeit der Rotorflügelspitze.
Die Versorgung der Raketenrohre mit Treibstoff er
folgt von der Mitte des Rotors aus mit Hilfe einer
Leitungsanlage, welche im Inneren des Rotorflügels
verläuft und welche mit der Rotornabe über eine fle
xible Leitung verbunden ist, welche die verschiedenen
benötigten Bewegungen des Flügels bezüglich der Nabe
sicherstellt.
Die Treibstoff-Versorgung des Triebwerks kann auf
verschiedene Arten erfolgen, je nach der maximalen
Funktionsdauer der zusätzlichen Energiequelle, d. h.
in Abhängigkeit von der totalen Verbrauchsmenge an
Treibstoff.
Für kleine verlangte Mengen kann man beispielsweise
einen Aufbau gemäß Fig. 4 verwenden, wobei weder die
Befestigung der Flügel des Rotors auf der Nabe noch
die Steuerelemente des Flügels dargestellt sind. Die
verschiedenen Elemente erscheinen in unterschiedli
chem Maßstab.
In dieser Anwendung wird ein gegebenenfalls heizbares
Behältnis 19, dessen äußere Form aerodynamisch aus
gebildet ist und welches mittels einer Zwischenwand
22 in zwei getrennte Kammern getrennt ist, für die
Aufnahme des Treibstoffes vorgesehen. Dabei ist diese
Zwischenwand 22 in ihrer Mitte mit einer Öffnung 23
versehen, welche derart ausgebildet ist, daß sie ei
nem Ventilkörper 24 als Ventilsitz dient. Der Ventil
körper 24 wird mittels einer Feder 25 in Richtung
seiner Schließstellung belastet. Die untere Kammer
des Behältnisses 19 weist ebenfalls eine Öffnung 26
und ein Ventilkörper 27 auf. Die beiden Ventilkörper
24 und 27 sind durch einen Stab 28 miteinander ver
bunden, dessen Abstand zwischen den beiden Ventilkör
pern 24 und 27 einstellbar ist, um das gleichzeitige
Abdichten der beiden Öffnungen 23 und 26 sicherzu
stellen. Dieser Stab 28 kann beispielsweise mittels
eines Elektromagneten 19 betätigt werden. Die obere
Kammer des Behältnisses 19 kann mit einem inerten
Druckgas angefüllt sein, beispielsweise mit Stick
stoff, der über ein Füllventil 30 einfüllbar ist, wo
bei ein Druckanzeiger die korrekte vorgesehene Fül
lung der Kammer anzeigt.
Der untere Teil des Behältnisses 19 wird mit Treib
stoff, z. B. Peroxid, angefüllt. Wie ersichtlich, wird
beim Betätigen des Elektromagneten 29 der Stab 28 mit
den beiden Ventilkörpern 24 und 27 angehoben, und das
im oberen Teil des Behältnisses 19 vorhandene Druck
gas drückt den Treibstoff durch ein Verbindungsrohr
31 in eine Kammer 32, welche sich in der Nabe des Ro
tors befindet. Von dort gelangt der Treibstoff über
Verbindungsteile 33 zu den Rotorblättern. Die Verbin
dungsteile 33 verbinden die Nabe mit den schmiegsamen
Leitungen 34, welche die verschiedenen Antriebe in
den Rotorblättern mit Treibstoff versorgen. Die wir
kende Zentrifugalkraft wird dann die Flüssigkeit
durch die Leitung 34 in das Antriebsaggregat in die
Flügelspitze treiben, wobei ein Sprühelement vorgese
hen ist, welches automatisch eine dieser gewünschten
Leistung entsprechende Treibstoffmenge dosiert.
Es ergibt sich damit, daß ein derartiges System
praktisch sofort die erforderliche zusätzliche Lei
stung erbringen kann, indem es genügt, den Elektroma
gneten 29 zu betätigen. Dies kann dank eines Schleif
ringkontaktes 38, welcher schematisch in Fig. 4 dar
gestellt ist, vom Helikopter aus betätigt werden.
Im Falle eines größeren Leistungsbedarfes und damit
eines höheren Treibstoffzuflusses eignet sich die be
sprochene Anlage nicht, da diese ein zu großes Be
hältnis für die Aufnahme des Treibstoffes erfordern
würde. Man kann dann diese Anlage durch eine anders
geartete ersetzen, wie diese beispielsweise anhand
der Fig. 5 anschließend erläutert wird.
In diesem Falle bedient man sich eines mittigen
Durchganges im Rotormast 41, um durch diesen eine
Leitung 42 zu führen, welche sich mit der Nabe dreht
und mit einer in der Nabe angeordneten Kammer 43 ver
bunden ist, von der aus die Beaufschlagung der Rake
tenrohre erfolgt. An ihrem anderen Ende ist die Lei
tung 42 mit dem beweglichen Teil einer hydraulischen
Drehdichtung 44 verbunden, deren Festteil am Helikop
tergestell befestigt ist. Diese Drehdichtung 44 wird
über eine Leitung 45 mit Treibstoff, z. B. Peroxid,
versorgt, in der sich ein Hahn 46 mit Schnellbetäti
gung befindet. Dies erfolgt dank einer Elektropumpe
47, welche mittels eines Unterbrechers 48 ein- und
ausgeschaltet werden kann. Diese Pumpe 47 pumpt die
Flüssigkeit in einen Behälter 49, welcher sich seit
lich am Apparat befindet. Ein tarierter Durchgang 50
ermöglicht es dem Peroxid, in den Behälter 49 zurück
zuströmen, wenn sich die Pumpe 47 bei geschlossenem
Hahn 46 im Betrieb befindet. Es ergibt sich daraus,
daß die den Antrieben zugeführte Energie bei geöff
netem Hahn 46 der Flüssigkeitsmenge entspricht, wel
che die Pumpe, die entsprechend eingestellt wurde,
liefert. Ein Drucküberwachungsgerät 51 im Instrumen
tenbrett des Piloten ermöglicht es diesem, durch Be
tätigen des Schalters 48 den richtigen Funktionszeit
punkt zu bestimmen.
Die Notanlage wird wie folgt verwendet: Um die Anlage
wirkungsvoll zu gestalten, muß sie unverzüglich nach
dem Absinken der Leistung des Antriebes in Funktion
treten.
Die Anlage muß daher nach dem Inbetriebsetzen der
Motoren und vor dem stationären Flugzustand in Alarm
bereitschaft stehen.
Dies wird automatisch dadurch erreicht, daß in der
Fig. 4 die Anlage durch Betätigung des Schalters 37
vom Piloten unter Strom gesetzt wird, welcher Schal
ter 37 sich in der Zuspeiseleitung des Schleifring
kontaktes 38 befindet. Dieser Schleifringkontakt 38
befindet sich nicht unter Spannung, da ein Schalter
39 normalerweise offen ist.
In der zweiten Ausführung gemäß Fig. 5 erfolgt der
Alarmzustand, indem man die Pumpe 47 mit Hilfe des
Schalters 48 einschaltet.
Die Notanlagen werden wie folgt eingeschaltet:
Die Übertragungswelle, welche die Leistung jedes Mo tors des Transmissionsgehäuses auf die Rotorwelle überträgt, ist mit einem entsprechenden Drehmomentme ter versehen. Es genügt mithin, mit bekannten Mitteln ein abnormales Absinken der zugeführten Leistung in einem vorgesehenen Bereich festzustellen, um ein elektrisches Signal zu erhalten, welches folgender maßen verwendet werden kann:
Die Übertragungswelle, welche die Leistung jedes Mo tors des Transmissionsgehäuses auf die Rotorwelle überträgt, ist mit einem entsprechenden Drehmomentme ter versehen. Es genügt mithin, mit bekannten Mitteln ein abnormales Absinken der zugeführten Leistung in einem vorgesehenen Bereich festzustellen, um ein elektrisches Signal zu erhalten, welches folgender maßen verwendet werden kann:
- - im ersten Fall gemäß Fig. 4 um den Schalter 39 zu schließen und damit den Elektromagneten 29 zu beaufschlagen und damit die Zuführung von Peroxid zu den Antrieben zu veranlassen, oder
- - im zweiten Fall den Schnellschalthahn 46 zu betä tigen, was zum gleichen Ergebnis führen wird, da die Elektropumpe 47 die nötige Treibstoffmenge liefert und den Druck auf den erforderlichen Wert bringt.
Eine weitere Einsatzmöglichkeit besteht dann, wenn
bei Ausführung von Flügen mit Drehflüglern bei
Schneefall und/oder Eisgefahr es vorkommt, daß trotz
der vorgesehenen Maßnahmen zur Vermeidung dieser Ge
fahren sich Schnee oder Eis am Einlauf eines Düsen-
Haupt-Triebwerkes ansetzt und dessen Funktionieren
behindert, was zu äußerst schweren Unfällen führen
kann.
Das vorbeschriebene System erlaubt, in einer schwie
rigen Zeitphase genügend Leistung der Antriebe eines
Fluggerätes sicherzustellen, um gefahrvolle Phasen zu
meistern. In dieser Anwendung kann man die erläuter
ten Vorkehrungen, wie sie in Fig. 5 beschrieben sind,
etwas modifizieren, was mittels einer direkten Steue
rung der Treibstoffversorgung durch den Piloten er
folgen kann, wobei es allerdings dann nötig wird, ein
Reguliersystem vorzusehen, um die Leistung in Abhan
gigkeit der Drehzahl des Rotors verändern zu können.
Alle in der Beschreibung und/oder den Figuren darge
stellten Einzelteile und Einzelmerkmale sowie deren
Permutationen, Kombinationen und Variationen sind er
finderisch, und zwar für n Einzelteile und Einzel
merkmale mit den Werten n = 1 bis n → ∞.
Claims (12)
1. Verfahren zum Betreiben eines raketenähnlichen An
triebsaggregates, insbesondere für den Blattspitzen
antrieb eines Helikopters, dadurch gekennzeichnet,
daß man innerhalb einer Reaktionskammer entweder in
einem Katalysatorpaket einen monergolen Treibstoff
fortgesetzt so lange zersetzt, bis die Temperatur der
Heißgase einen Minimalwert überschreitet und daß
man anschließend in diese Heißgase diesen monergo
len Treibstoff bzw. einen hypergol reagierenden
Treibstoff einspritzt, welcher sich homolytisch bzw.
hypergol zersetzt und mindestens die minimal erfor
derliche Reaktionstemperatur aufrechterhält, nachdem
man die Zufuhr des monergolen Treibstoffes durch das
Katalysatorpaket abgebrochen hat, oder daß man in
die Reaktionskammer direkt zwei hypergole Treibstoffe
einspritzt.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß man den Minimalwert mit mindestens 430°C
ansetzt.
3. Verfahren, vorzugsweise nach mindestens einem der
Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß man einen mo
nergolen Treibstoff verwendet, den Zersetzungsgasen
dieses Treibstoffes nach dem Katalysator denselben
oder einen anderen Treibstoff unter Umgehung des Ka
talysators direkt zuführt, sobald die Reaktionstempe
ratur am Katalysatoraustritt mindestens der homolyti
schen Temperatur dieses nach dem Katalysator zuge
führten Treibstoffes entspricht.
4. Verfahren, vorzugsweise nach mindestens einem der
Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß man als mo
nergolen Treibstoff Aethylenoxid, Nitromethan und
Wasserstoffperoxid oder Hydrazin verwendet und als
weiteren Treibstoff gegebenenfalls einen Kohlenwas
serstoff, insbesondere JP-4.
5. Verfahren, vorzugsweise nach mindestens einem der
Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß man zur homo
lytischen Reaktion unfähige Wasserstoffperoxidkonzen
trationen mit einer hypergol reagierenden Treibstoff
komponente zusammenbringt, gegebenenfalls in der An
fahrphase nach Durchleitung des Wasserstoffperoxids
durch einen Katalysator.
6. Raketentriebwerk, vorzugsweise zur Durchführung
des Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 5.
7. Raketentriebwerk, vorzugsweise nach mindestens ei
nem der Ansprüche, gekennzeichnet durch eine Treib
stoffzuleitung, welche vorzugsweise mit einem Rück
schlagventil versehen ist, durch eine zweite Treib
stoffzuleitung, welche in eine Nachbrennerkammer mün
det, sowie durch Mittel zum Öffnen und Schließen,
gegebenenfalls zum Umschalten der Treibstoffzuspei
sung von der einen auf die andere Zuleitung.
8. Verwendung eines Raketentriebwerkes, vorzugsweise
nach Anspruch 6 oder 7, als Notantriebsaggregat in
Drehflüglern.
9. Verwendung des Raketentriebwerkes, vorzugsweise
nach einem der Ansprüche 6 oder 7, für Antriebe.
10. Drehflügler, dadurch gekennzeichnet, daß er mit
mindestens einem als Notantrieb konzipierten Raketen
triebwerk, vorzugsweise nach Anspruch 6 oder 7, aus
gerüstet ist.
11. Drehflügler, vorzugsweise nach mindestens einem
der Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß eine aus
schließlich für den Notantrieb vorgesehene Treib
stoffversorgungsanlage vorgesehen ist, welche den
Treibstoff vorzugsweise mittels eines inerten Gases
oder einer Elektropumpe unter Druck in das Not-
Triebwerk fördert.
12. Drehflügler, vorzugsweise nach mindestens einem
der Ansprüche, gekennzeichnet durch einen vom Pilo
tensitz aus durch den Piloten zu betätigenden Haupt
schalter und einen Nebenschalter, welcher die Treib
stoffzufuhr zum Not-Triebwerk automatisch bei Lei
stungsabfall des Hauptantriebes unter einen kriti
schen Leistungsgrenzwert freigibt.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19904029279 DE4029279A1 (de) | 1990-09-14 | 1990-09-14 | Verfahren zum betreiben eines raketenaehnlichen antriebsaggregates sowie raketentriebwerk, vorzugsweise zur durchfuehrung des verfahrens |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19904029279 DE4029279A1 (de) | 1990-09-14 | 1990-09-14 | Verfahren zum betreiben eines raketenaehnlichen antriebsaggregates sowie raketentriebwerk, vorzugsweise zur durchfuehrung des verfahrens |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE4029279A1 true DE4029279A1 (de) | 1992-01-09 |
Family
ID=6414303
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19904029279 Ceased DE4029279A1 (de) | 1990-09-14 | 1990-09-14 | Verfahren zum betreiben eines raketenaehnlichen antriebsaggregates sowie raketentriebwerk, vorzugsweise zur durchfuehrung des verfahrens |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE4029279A1 (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2828524A1 (fr) * | 2001-08-07 | 2003-02-14 | Air Liquide | Systeme propulsif annexe d'etage cryotechnique de lanceur et etage de lanceur comprenant un tel systeme |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1626066A1 (de) * | 1967-09-23 | 1970-06-11 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Verfahren zum Aufbereiten eines fluessigen Monergols zum Betreiben eines Gaserzeugers,insbesondere fuer Raketentriebwerke,und Gaserzeuger zur Durchfuehrung des Verfahrens |
US4473199A (en) * | 1981-04-28 | 1984-09-25 | Aerospace General Co. | Rotary wing aircraft |
-
1990
- 1990-09-14 DE DE19904029279 patent/DE4029279A1/de not_active Ceased
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1626066A1 (de) * | 1967-09-23 | 1970-06-11 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Verfahren zum Aufbereiten eines fluessigen Monergols zum Betreiben eines Gaserzeugers,insbesondere fuer Raketentriebwerke,und Gaserzeuger zur Durchfuehrung des Verfahrens |
US4473199A (en) * | 1981-04-28 | 1984-09-25 | Aerospace General Co. | Rotary wing aircraft |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
DE-Z.: Flugwelt Bd. 7, 1955, Nr. 11, S. 598-600 * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2828524A1 (fr) * | 2001-08-07 | 2003-02-14 | Air Liquide | Systeme propulsif annexe d'etage cryotechnique de lanceur et etage de lanceur comprenant un tel systeme |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2304422C2 (de) | Rückstoßtriebwerksystem | |
DE69225526T2 (de) | Modulare Feststoffträgerrakete und Abschusssystem | |
DE2158526A1 (de) | Verfahren und Vorrichtung zur spontanen Bereitstellung erheblicher Gasmengen an gereinigten Gasen von mäßiger Temperatur | |
DE2439109A1 (de) | Verfahren und vorrichtung zur erzeugung pneumatischer energie unter verwendung von fluessigem sauerstoff | |
DE4215835A1 (de) | Wiederverwendbares Raumfluggerät | |
DE2155786A1 (de) | Startverfahren fuer ein fluessigkeitsraketentriebwerk | |
DE2235227C3 (de) | Verfahren zum Betrieb eines gasdynamischen Lasers und Laser zur Durchfährung des Verfahrens | |
EP2025907B1 (de) | Raketenmotor | |
EP0737271B1 (de) | Diskusförmiger flugkörper für extrem hohe geschwindigkeiten | |
DE4029279A1 (de) | Verfahren zum betreiben eines raketenaehnlichen antriebsaggregates sowie raketentriebwerk, vorzugsweise zur durchfuehrung des verfahrens | |
DE1626101B1 (de) | Treibstoffversorgungssystem für ein Raketentriebwerk | |
DE68906846T2 (de) | Konstruktion eines Kombinationsantriebs für zwei Funktionstypen. | |
DE102019216905A1 (de) | Triebwerk für Flugzeuge und Verfahren zum Betreiben | |
WO2011107090A2 (de) | Verfahren zum betrieb eines raketentriebwerks und raketentriebwerk | |
DE102019216906A1 (de) | Triebwerk für Flugzeuge | |
DE768004C (de) | Strahlantrieb mit Zufuehrung und Verbrennung von zusaetzlichem Kraftstoff | |
DE3443984C2 (de) | ||
DE2658484A1 (de) | Thermodynamischer unterwasserantrieb | |
DE504050C (de) | Flugzeug mit unter der Wirkung des Fahrtwindes frei umlaufenden Fluegeln | |
EP0314977B1 (de) | Vorrichtung zur Energieerzeugung | |
DE1126741B (de) | Flugzeug mit strahlangetriebenem Propeller | |
DE933303C (de) | Waermekraftmaschine mit durch Injektor aufgeladenen Brennkammern, z. B. Gasturbine oder Reaktionsantrieb | |
DE102010052150A1 (de) | Rotationsenergiebereitsstellungsvorrichtung, Notstromaggregat und Luftfahrzeug | |
WO1997022517A1 (de) | Antriebssystem für ein drehflügel-flugzeug mit reaktionsantrieb | |
DE102021124815A1 (de) | Verwendung eines Raketentreibstoffs, Antriebsvorrichtung mit einem Raketentreibstoff und Unterwassertransportgerät |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OAV | Applicant agreed to the publication of the unexamined application as to paragraph 31 lit. 2 z1 | ||
OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
8131 | Rejection |