DE4029279A1 - Verfahren zum betreiben eines raketenaehnlichen antriebsaggregates sowie raketentriebwerk, vorzugsweise zur durchfuehrung des verfahrens - Google Patents

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:

• - 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.