DE60005497T2 - Hybrid-raketenantrieb mit einer anordnung von zusatzraketenmotoren zur positionskontrolle - Google Patents

Hybrid-raketenantrieb mit einer anordnung von zusatzraketenmotoren zur positionskontrolle Download PDF

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Description

  • Die vorliegende Erfindung betrifft ein Raketenantriebssystem, welches eine Anordnung von exzentrischen Raketenmotoren besitzt, welche als Schub- und/oder Lenkungs-Motoren zum Steuern der Flugrichtung der Raketenanordnung fungieren.
  • Bei dem Raumfahrzeuge betreffenden Stand der Technik sind verschiedene Typen von Antriebssystemen bekannt. Eine große Anzahl dieser Systeme wird hergestellt, um sowohl eine Schubals auch einer Höhen-Steuerung bereitzustellen. Jedes dieser Systeme hat seine eigenen charakteristischen Vorteile und Nachteile.
  • Jedoch besitzen existierende Antriebssysteme und Höhen- und Steuerungs-Systeme bestimmte Nachteile darin, dass sie nicht in der Lage sind, eine Kombination von einer hohen Energiedichte und einem steuerbaren Schub, was bei einem Feststoff-Antriebssystem beobachtet wird, zu erreichen und zur selben Zeit die zuverlässigen Abschalt- und wiederholten Zündungs-Möglichkeiten eines mit Flüssigkeit arbeitenden oder hybriden Systems aufzuweisen.
  • Die US-A-5799902 offenbart eine Raketenmotoranordnung mit einem mittigen Gehäuse und einem Raketentriebwerkscluster der letzten Stufe in einer hexagonalen Form um das Gehäuse. Die Triebwerke sind aus einem leichtgewichtigen, preiswerten Material hergestellt.
  • Die US-A-3112611 offenbart einen Raketenmotor, welcher ein ringförmiges, Treibstoff tragendes Teil und eine Brennkammeranordnung umfasst, welche derart verbunden sind, dass der Treibstoff gezielt zu der Brennkammeranordnung geleitet wird.
  • Die GB-A-1439368 offenbart eine mit flüssigem Treibstoff arbeitende Raketenantriebseinheit, welche einen von zwei auf Hydrazin oder Derivaten davon basierenden Treibstoffen einsetzt.
  • Es ist eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Raketenmotoranordnung mit einem Antriebssystem mit einer hohen Antriebsleistung bereitzustellen, welche dennoch ermöglicht, dass einzelne Triebwerke oder Gruppen von Triebwerken unabhängig, wie erwünscht, abgeschaltet und zuverlässig wieder gezündet werden, um eine genaue Höhensteuerung zu erzielen.
  • Somit stellt die vorliegende Erfindung von einem Aspekt her gesehen eine Raketenmotoranordnung zur Verfügung, welche eine Längsachse besitzt und ein Antriebssystemen umfasst, wobei das Antriebssystem umfasst:
    eine Anordnung von exzentrischen Raketentriebwerken (19), wobei jedes eine jeweilige Brennkammer besitzt und von der Längsachse der Raketenmotoranordnung versetzt ist, wobei die exzentrischen Raketentriebwerke derart hergestellt und angeordnet sind, dass sie eine Höhensteuerung der Raketenmotoranordnung ermöglichen, indem ein ausgewähltes oder eine ausgewählte Gruppe der exzentrischen Raketentriebwerke unabhängig gezündet wird;
    eine oder mehrere Oxidationsmittelflüssigkeitsquellen (22) in Verbindung mit den exzentrischen Raketentriebwerken, um zu ermöglichen, dass die Oxidationsmittelflüssigkeit zu dem ausgewählten oder zu der ausgewählten Gruppe der exzentrischen Raketentriebwerke zugeführt wird; und
    eine oder mehrere Zündflüssigkeitsquellen (20) in Verbindung mit den exzentrischen Raketentriebwerken, um zu ermöglichen, dass die Zündflüssigkeit zu dem ausgewählten oder zu der ausgewählten Gruppe der exzentrischen Raketentriebwerke zugeführt wird, um eine Verbrennungsreaktion zwischen der Oxidationsmittelflüssigkeit und einer Brennstoffkomponente zu bewirken, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest einige der exzentrischen Raketentriebwerke hybride Raketentriebwerke sind, bei welchen die Brennstoffkomponente Feststoff-Brennstoffkörnungen, welche jeweils in den Brennstoffkammern der hybriden Raketentriebwerke untergebracht sind, umfasst.
  • Die erfindungsgemäßen Antriebssysteme besitzen eine Anordnung von exzentrischen Raketentriebwerken, wobei jedes eine Brennkammer besitzt. Wie nachstehend bezeichnet, bedeutet exzentrisch, dass die Raketentriebwerke von der Längsachse der Raketenmotoranordnung derart versetzt sind, dass das Zünden von einigen ausgewählten oder von ausgewählten Gruppen der exzentrischen Raketentriebwerke eine Höhensteuerung der Raketenanordnung ermöglicht. (Obwohl die exzentrischen Raketentriebwerke einzeln von der Längsachse der Raketenanordnung versetzt sind, können die exzentrischen Motoren zum Beispiel gemeinsam einen konzentrischen Ring bezüglich der Längsachse der Raketenanordnung bilden, so dass das gleichzeitige Zünden von bestimmten oder allen exzentrischen Raketenmotoren die Raketenanordnung ohne Höhenanpassung schiebt.) Wie nachstehend bezeichnet, bedeutet Höhensteuerung ein Beeinflussen der Steigung, des Gierens und/oder des Rollens der Raketenanordnung während des Fluges.
  • Die Antriebssysteme besitzen weiter eine oder mehrere Oxidationsmittelflüssigkeitsquellen, z. B. Vorratstanks in Verbindung mit den exzentrischen Raketentriebwerken, um zu ermöglichen, dass die Oxidationsmittelflüssigkeit von den Oxidationsmittelflüssigkeitsquellen zu den Brennkammern der exzentrischen Raketentriebwerke zugeführt wird. Z. B. kann eine Oxidationsmittelflüssigkeitsquelle vorhanden sein, welche die Oxidationsmittelflüssigkeit zu jedem der exzentrischen Raketentriebwerke liefert. Alternativ kann eine Mehrzahl von Oxidationsmittelflüssigkeitsquellen mit einem entsprechenden oder mit entsprechenden Gruppen der exzentrischen Raketentriebwerke in Verbindung stehen. Typische Oxidationsmittelflüssigkeiten besitzen Lösungen, wässrige Massen oder Gels, welche aus primären Oxidationsmitteln wie z. B. Wasserstoffperoxid, Distickstofftetroxid, passivierte rot rauchende Salpetersäure (IRFNA), Hydroxylammoniumnitrat (HAN), Ammoniumnitrat (AN), Ammoniumperchlorat, Hydroxylammoniumperchlorat (HAP) und anderen nach dem Stand der Technik bekannten Oxidationsmitteln bestehen.
  • Eine oder mehrere Zündflüssigkeitsquellen, z. B. Vorratstanks, sind in Verbindung mit den exzentrischen Raketentriebwerken platziert, um zu ermöglichen, dass die Zündflüssigkeit zu den Brennkammern der exzentrischen Raketentriebwerke geliefert wird. Wiederum kann eine Zündflüssigkeitsquelle Zündflüssigkeit zu jedem der exzentrischen Raketentriebwerke liefern. Alternativ kann jede einer Mehrzahl von Zündflüssigkeitsquellen Zündflüssigkeit zu einer entsprechenden oder zu einer entsprechenden Gruppe von exzentrischen Raketentriebwerken liefern.
  • In einer ersten bevorzugten Ausführungsform der Erfindung sind die exzentrischen Raketentriebwerke hybride Raketentriebwerke, welche Feststoff-Brennstoffkörnungen beherbergen. Wenn bei dieser Ausführungsform eine heiße Zündflüssigkeit, typischerweise in einem gasförmigen Zustand, zusammen mit der Oxidationsmittelflüssigkeit in die Brennkammern eingeführt wird, ergibt sich eine Verbrennungsreaktion. Sobald eine Zündung aufgetreten ist, kann der Fluss von heißer Zündflüssigkeit in die Brennkammern ohne ein Stoppen der Verbrennungsreaktionen begrenzt werden, da sich bereits eine Feststoff-Brennstoffquelle in der Brennkammer befindet. Die Verbrennungsreaktion kann durch Begrenzen des Flusses der Oxidationsmittelflüssigkeit von der Oxidationsmittelflüssigkeitsquelle zu der Brennkammer der hybriden Raketentriebwerke begrenzt werden. Die Feststoff-Brennstoffkörnung kann kein Feststoff-Oxidationsmittel oder kleine Mengen von Feststoff-Oxidationsmitteln besitzen, solange das Feststoff-Oxidationsmittel nicht in ausreichender Konzentration in der Körnung vorhanden ist, um eine Selbstverbrennungsreaktion zu erzeugen.
  • Bei einer zweiten bevorzugten Ausführungsform der Erfindung sind die exzentrischen Raketentriebwerke Bi-Flüssigkeits-Raketentriebwerke. Bei dieser Ausführungsform kann die Zünd/Brennstoff-Quelle, welche z. B. ein Gasgenerator, welcher einen Feststoff-Brennstoff, welcher durch eine gesteuerte Verbrennung in ein heißes Gras umgewandelt wird, besitzt, sein kann, die Brennstoffkomponente für die Verbrennungsreaktion und gleichzeitig die für die Zündung notwendige Hitze zuführen. Bei dieser Bi-Flüssigkeits-Ausführungsform sollte die Zünd-/Brennstoff-Flüssigkeit im Allgemeinen mit einem höheren Durchfluss in die Brennkammer zugeführt werden als bei dem hybriden Raketentriebwerk der ersten bevorzugten Ausführungsform, da im Gegensatz zu einem hybriden Raketentriebwerk ein Bi-Flüssigkeits-Triebwerk keine Feststoff-Brennstoffkörnung in der Brennkammer besitzt. Wenn sowohl die Zünd-/Brennstoff-Flüssigkeit als auch die Oxidationsmittelflüssigkeit in die Brennkammern geliefert werden, ergibt sich eine Verbrennungsreaktion. Die Verbrennungsreaktion kann durch Begrenzen des Flusses der Oxidationsmittelflüssigkeit und/oder der Zünd-/Brennstoff-Flüssigkeit zu der Brennkammer der Bi-Flüssigkeits-Raketentriebwerke begrenzt werden.
  • Gemäß einer dritten Ausführungsform der Erfindung sind die exzentrischen Raketentriebwerke mit einer Flüssigkeit arbeitende Raketentriebwerke, wobei die zu allen Triebwerken zugeführte Flüssigkeit von einer einzigen oder mehreren Quellen des Verbrennungsprodukts erzeugt und zugeliefert wird, wobei zumindest einige dieser Quellen mit zumindest zwei exzentrischen Raketentriebwerken verbunden sind. Bei dieser Ausführungsform wird das Zünden der exzentrischen Raketentriebwerke gesteuert, indem der Fluss der Verbrennungsprodukte zu den exzentrischen Raketentriebwerken einzeln ermöglicht und begrenzt wird.
  • Es ist auch innerhalb des Umfanges dieser Erfindung Kombinationen von hybriden Raketentriebwerken und Bi-Flüssigkeits-Raketentriebwerken einzusetzen. Vorzugsweise sind die exzentrischen Raketentriebwerke mit der Oxidationsmittelflüssigkeitsquelle und der Zündflüssigkeitsquelle mit entsprechenden Steuerungsventilen verbunden, welche vorzugsweise das variable Drosseln, Abschalten und wiederholte Starten eines ausge wählten oder einer ausgewählten Gruppe der exzentrischen Raketentriebwerke unabhängig voneinander ermöglichen.
  • Das erfindungsgemäße Antriebssystem besitzt optional und in einigen Ausführungsformen vorzugsweise ein axiales primäres Triebwerk oder eine Mehrzahl von primären Triebwerken, welche derart hergestellt und angeordnet sind, dass sie zusammen eine Schubkraft entlang der axialen oder längs gerichteten Richtung erzeugen. Wenn vorhanden, ist das primäre Triebwerk oder sind die primären Triebwerke vorzugsweise die Hauptantriebsquelle, um so eine höhere Schubkraft zu entwickeln, als die exzentrischen Triebwerke in der Anordnung einzeln entwickeln. Das primäre Triebwerk oder die primären Triebwerke können hybride Triebwerke, umgekehrt hybride Triebwerke ("reverse hybrid Engine"), Bi-Flüssigkeits-Triebwerke, mit selbst verbrennendem Feststoff-Treibstoff arbeitende Triebwerke oder Zwei-Kammer-Feststoff-Triebwerke sein. Das primäre Triebwerk oder die primären Triebwerke können die Oxidationsmittel und/oder den Brennstoff von der/den Oxidationsmittelflüssigkeitsquelle(n) bzw. von der/den Brennstoffflüssigkeitsquelle(n) erhalten.
  • Gemäß einer bevorzugten Modifikation der Erfindung besitzt das Antriebssystem ferner zumindest eine kühlende Vorrichtung, welche die Zündflüssigkeitsquelle(n) mit der/den Oxidationsmittelquelle(n) verbindet. Ein Teil der Zündflüssigkeit von der Zündflüssigkeitsquelle wird durch die kühlende Vorrichtung geschickt, um die Temperatur der Zündflüssigkeit zu vermindern und wird dann dafür eingesetzt, die Oxidationsmittelflüssigkeit in der Oxidationsmittelflüssigkeitsquelle unter Druck zu setzen. Obwohl verschiedene mechanische und pneumatische Aufbauten vorgesehen werden können, kann die Oxidationsmittelquelle zum Beispiel mit einem Kolben oder einer ausdehnbaren oder zusammenziehbaren Blase oder einer ähnlichen Vorrichtung versehen sein, um die Oxidationsmittelflüssigkeit und die gekühlte Zündflüssigkeit getrennt zu halten.
  • Es gibt im Bereich eines erfahrenen Handwerkers eine Möglichkeit eines Druckregelungssystems, gemäß einer weniger bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung, für getrennte kalte und warme gasförmige Oxidationsmittel der Oxidationsmittelflüssigkeitsquelle. Während diese Option ein Grad an Einfachheit und Zuverlässigkeit bietet, fehlt ihr die verbesserte Aufmachung und Leistungsfähigkeit der bevorzugten Ausführungsform.
  • Es gibt ferner eine Möglichkeit gemäß einer weniger bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung, dass Treibstoffgas, welches zugeliefert wird, um die Oxidationsmittelflüssigkeitsquelle unter Druck zu setzen, nicht zu kühlen. In diesem Falle würde das heiße Gas eine kleine Menge der Oxidationsmittel in der Oxidationsmittelflüssigkeitsquelle zersetzen, und die zersetzten Oxidationsmittel würden dann die Oxidationsmittelflüssigkeitsquelle unter Druck setzen. Während diese Option bestimmte Vorteile bietet, erfordert sie auch eine sorgfältige Steuerung der erzielten Menge der Zersetzung, um die Oxidationsmittelflüssigkeitsquelle unter Druck zu setzen.
  • Erfindungsgemäße Systeme stellen eine verbesserte Aufmachung und ein verbessertes Leistungsverhalten gegenüber bekannten Systemen, wie z. B. Hydrazin basierten oder auf Feststoff-Treibstoff basierten Antriebs-/Höhen-Steuerungssystemen, zur Verfügung. Der Einsatz von hybrider Antriebstechnologie und/oder einer Bi-Flüssigkeits-Antriebstechnologie stellt zuverlässige wiederholte Zünd- und Drossel-Fähigkeiten im Vergleich zu nur mit Feststoff-Brennstoff arbeitenden Triebwerken zur Verfügung, während sie auch extrem sicher und praktisch explosionsgeprüft sind. Der Zünder besteht aus verbranntem Treibstoff, welcher entweder als Zündflüssigkeit für die hybride Technologie oder sowohl als Zündflüssigkeit als auch als Brennstoffquelle für die Bi-Flüssigkeits-Technologie dient.
  • Andere Aufgaben, Aspekte und Vorteile der Erfindung werden dem Fachmann durch Lesen der Spezifikation und der angehängten Ansprüche, welche, wenn sie im Zusammenhang mit den beigefügten Zeichnungen gelesen werden, die Prinzipien dieser Erfindung erläutern, verständlich.
  • KURZE BESCHREIBUNG DER VERSCHIEDENEN ANSICHTEN DER ZEICHNUNG
  • Die beigefügten Zeichnungen dienen dazu, die Prinzipien dieser Erfindung zu erklären. Bei diesen Zeichnungen gilt:
  • 1 ist eine schematische Darstellung einer bevorzugten Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Antriebssystems;
  • 2 ist eine Querschnittsansicht einer Ausführungsform eines Triebwerkes, welches in dem System von 1 eingesetzt werden kann; und
  • 3 und 4 sind Ansichten, ähnlich zu derjenigen der 2, für andere Ausführungsformen von Triebwerken, welche in dem System von 1 eingesetzt werden können.
  • DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG
  • 1 stellt eine Ausführungsform eines Antriebssystems gemäß einer erfindungsgemäßen Ausführungsform dar. Die dargestellte Ausführungsform stellt ein Beispiel für ein Layout für ein Raumfahrzeugantriebssystem dar, welches ein axiales Haupttriebwerk 18 und eine Mehrzahl die Höhe steuernde Triebwerke 19 besitzt. Das Triebwerk 18 übernimmt die primäre Verantwortung für das Antreiben des Fahrzeuges, während die Höhe steuernden Triebwerke 19 primär für das Steuern der Fahrzeughöhe verantwortlich sind. Jedoch sind die Funktionen der Triebwerke 18 und 19 nicht auf diese entsprechenden primären Verantwortlichkeiten begrenzt. Die Höhe steuernden Triebwerke 19 können im Gegenteil eingesetzt werden, um dem Triebwerk 18 beim Antrieb des Fahrzeuges zu helfen. Was das Haupttriebwerk 18 betrifft, kann es selbst kardanisch geschwenkt werden oder sein Schubvektor kann durch eine bewegbare Düse kardanisch geschwenkt werden, um Höhe steuernde Funktionen auszuführen. Das Vektor-Einstellen des Haupttriebwerkes 18 ist eine nach dem Stand der Technik bekannte Arbeitsweise. Alle, einige oder keins der Triebwerke 18 und 19 kann ein hybrider Feststoff-Brennstoffkörnung enthaltender Motor sein. Auf der anderen Seite können alle, einige oder keins der Triebwerke 18 und 19 ein Bi-Flüssigkeits-Motor ohne Feststoff-Brennstoffkörnung sein.
  • Bei der in 1 dargestellten Ausführungsform besitzt jedes der Triebwerke 18 und 19 zwei steuerbare Flüssigkeitszulieferungsvorrichtungen (oder Einspritzvorrichtungen) 12 und 14 und eine Brennkammer 16 (dargestellt für Triebwerk 18; nicht dargestellt für die Triebwerke 19).
  • Das dargestellte System besitzt ferner ein Zündgas-Subsystem 20 und ein Oxidationsmittelquellen-Subsystem 22. Das Zündgas-Subsystem 20 fungiert, um heißes Zündgas an das Antriebssystem zu liefern, wobei das heiße Zündgas optional ein Brennstoffreiches Gas sein kann. Das Oxidationsmittelquellen-Subsystem 22 liefert zumindest eine Oxidationsmittelflüssigkeit an das Antriebssystem. Das dargestellte System umfasst weiter eine kühlende Vorrichtung 24, welche entlang einer die Subsysteme 20 und 22 verbindenden Leitung positioniert ist. Der Fluss von heißem Zündgas von dem Subsystem 20 (durch die kühlende Vorrichtung 24) zu dem Subsystem 22 wird durch Durchflusssteuerungsventile 26 gesteuert. Das dargestellte System umfasst zusätzliche Durchflusssteuerungsventile einschließlich der Folgenden: Ventil 30, welches entlang einer das Subsystem 20 mit den Flüssigkeitszulieferungsvorrichtungen 12 verbindenden Flüssigkeitsleitung positioniert ist; Ventil 32, welches entlang einer das Subsystem 22 mit den Flüssigkeitszulieferungsvorrichtungen 14 verbindenden Flüssigkeitsleitung positioniert ist; Ventile 34, welche jeweils in Verbindung mit einer entsprechenden Flüssigkeitszulieferungsvorrichtung 12 positioniert sind, um den Fluss der Zündflüssigkeit zu einzelnen Vorrichtungen 12 zu steuern; und Ventile 36, welche jeweils in Verbindung mit einer entsprechenden Flüssigkeitszulieferungsvorrichtung 14 positioniert sind, um den Fluss der Oxidationsmittelflüssigkeit zu den einzelnen Vorrichtungen 14 zu steuern.
  • Für den Fall dass die Triebwerke 18 und 19 Feststoff-Brennstoffkörnung enthaltende hybride Triebwerke sind, dient das durch das Subsystem 20 zugeführte Gas als ein heißes Zündgas zum Zünden jedes der Triebwerke 18 und 19 mit Feststoff-Brennstoff. Auf der anderen Seite dient das durch das Subsystem 20 zugeführte Gas für den Fall, dass die Triebwerke 18 und 19 Bi-Flüssigkeits-Triebwerke sind, sowohl als Brennstoff als auch als heiße Zündflüssigkeit für jedes Bi-Flüssigkeits-Triebwerk.
  • Die Treibstoffrezeptur zum Erzeugen der Zünder-/Brennstoff-Flüssigkeit für das Subsystem 20 kann basierend auf der maßgeblichen Temperatur und der Brennstoffgehaltsanforderungen der hybriden Triebwerke oder der Bi-Flüssigkeits-Triebwerke ausgewählt werden, wobei solche Anforderungen nach dem Stand der Technik bekannt sind. Die Steuerung der Erzeugung des heißen Gases in dem Subsystem 20 kann basierend auf normaler nach dem Stand der Technik bekannter Praxis vorgenommen werden. Z. B. kann das Subsystem 20 einen einzigen Treibstoff oder mehrere Treibstoffe besitzen, um die von den Triebwerken 18 und 19 benötigte Flüssigkeit zu erzeugen. Wenn eins oder mehrere der Triebwerke 18 und 19 Bi-Flüssigkeits-Triebwerke sind, ist der ausgewählte Treibstoff, um das Gas des Subsystems 20 zu erzeugen, vorzugsweise bezüglich der Brennstoffkomponente mehr angereichert, da sich keine Feststoff-Brennstoffkörnung in der Brennkammer der Triebwerke 18 und 19 befindet, wenn die Triebwerke 18 und 19 Bi-Flüssigkeits-Triebwerke sind. Wenn alle Triebwerke 18 und 19 hybride Raketentriebwerke sind, welche Feststoff-Brennstoff in den Brenn kammern enthalten, muss der Treibstoff des Subsystems 20 keine Brennstoff-reiche Komponente besitzen.
  • Eine beispielhafte Treibstoffrezeptur des Subsystems 20 umfasst 60–80 Gewichtprozent Ammoniumnitrat und/oder Ammoniumperchlorat-Oxidationsmittel, welches in einem Polybutadien(HTPB)-Bindemittel mit endständiger Hydroxygruppe unbeweglich gemacht ist. Andere optionale Bestandteile der Treibstoffrezeptur des Subsystems 20 beinhalten organische Oxidationsmittel wie z. B. Nitramine (HMX, RDX, CL-20 und andere) und andere Brennstoff-reiche Bestandteile wie z. B. Dihydroxy-Glyoxim (DHG), Diaminofurazan (DAF), Triaminoguanidinnitrat (TAGNIT), Nitroguanidin, Guanidinnitrat, Oxamid und andere Bestandteile, welche den mit dem Stand der Technik der Bi-Flüssigkeits-Brennstoffmittel vertrauten Fachleuten bekannt sind. Andere gut bekannte Bindemittelsysteme wie z. B. Glycidylazidpolymer (GAP), Polyglycidylnitrat (PGN), Oxetans, Polybutadien (CTPB) mit endständiger Carboxy-Gruppe, Polyester, thermoplastische Elastomere, Polyether und ähnliche sind für den Treibstoff des Subsystems 20 geeignet und können zusätzlich zu oder als Alternative für das vorab erwähnte HTPB-Bindemittelsystem eingesetzt werden. Ein Maßschneidern der Rezeptur ist möglich, um die Leistungsfähigkeit der Triebwerke 18 und 19 mit dem Oxidationsmittel des Subsystems 22 zu optimieren.
  • Für den Fall dass hybride Brennstoffkörnungen, in den Triebwerken 18 und 19 enthalten sind, können die hybriden Brennstoffkörnungen ähnliche Bestandteile wie der/die Treibstoffe) des Subsystems 20 enthalten, obwohl vorgesehen ist, dass zusätzliche metallische Brennstoffe (wie z. B. Bor, Beryllium, Aluminium, und/oder Magnesium und/oder Mischformen solcher Metalle) enthalten sein können, um allgemein die Systemenergie und Energiedichte zu steigern. Während es nicht verboten ist, für die Treibstoffe des Subsystems 20 die vorher erwähnten Metalle einzusetzen, ist ein Metallzusatz nicht die bevorzugte Ausführungsform, da es unerwünscht ist, dass die Metalle durch die Ventile 26, 30 und 34 fließen.
  • Wenn eins oder mehrere der Triebwerke 18 oder 19 Bi-Flüssigkeits-Triebwerke sind, welche keine eigene Feststoff-Benzinzufuhr in der Brennkammer enthalten, bildet das Brennstoffreiche Gas von dem Subsystem 20 den Triebwerkbrennstoff, welcher bei Vorhandensein des Oxidationsmittels von dem Subsystem 22 verbrennt, um den gewünschten Triebwerkschub zu entwickeln. Das Brennstoff-reiche Gas wird durch eine Verbrennungsreaktion des Feststoff-Brennstoffs erzeugt, welche bewirkt, dass das Gas eine ausreichend hohe Temperatur besitzt, um als Zünder und Brennstoff bei Vorhandensein des Oxidationsmittels zu agieren. Subsystem 20 besitzt ein einzelnes oder eine Mehrzahl von Feststoff-Brennstoffkörnungen innerhalb oder zugeleitet zu dem Anreicherungstank des Subsystems 20 durch Mittel, welche nach dem Stand der Technik bekannt sind und eingesetzt werden. Normale Feststoff-Treibstoffzündmittel wie z. B. Elektrizität oder optisch auslösende Anzündinitiatoren werden für jedes der festen Brennstoffkörnungen eingesetzt. Sollte eine Mehrzahl von Körnungen in dem Subsystem 20 eingesetzt werden, können normale Mittel zum Schützen der zweiten und folgenden Körnungen vor vorzeitiger Zündung, wie z. B. elastomere Sperren, zerbrechliche Trennwände und isolierte Berstscheiben eingesetzt werden.
  • Bei einem hybriden Raketentriebwerk 18 oder 19 mit einer in der Brennkammer geladenen festen Brennstoffkörnung dient die Zündflüssigkeit vom Subsystem 20 primär dazu, die feste Brennstoffkörnung bei Vorhandensein der vom Subsystem 22 gelieferten Oxidationsmittelflüssigkeit zu zünden. Jedoch verbrennt das Gas vom Subsystem 20 auch beim Vorhandensein der Oxidationsmittel und trägt somit zumindest marginal zu dem von den Triebwerken erzeugten Schub bei.
  • Wenn alle Triebwerke 18 und 19 hybride Triebwerke, welche feste Brennstoffkörnungen enthalten, sind, muss das von dem Subsystem 20 zugeführte Gas nicht Brennstoff-reich sein und es ist nur erforderlich, es zu jedem Triebwerk bei einer ausreichend hohen Temperatur zuzuführen, um die Feststoff-Brennstoffkörnung bei Vorhandensein des Oxidationsmittels zu zünden.
  • Gemäß eines speziellen neuen Merkmals der Erfindung enthält das durch das Subsystem 22 zugeführte Oxidationsmittel und besteht vorzugsweise aus HAN oder HAP oder einem vergleichbaren hoch entwickelten Oxidationsmittel in einer wässrigen Lösung, in einem wässrigen Brei oder in einem Gel abhängig von der Anwendung. Z. B. würde HAN bevorzugt werden, wo kein HCI in dem Abgas erwünscht ist. Auf der anderen Seite wird HAP bevorzugt werden, wo eine maximale Leistung erwünscht ist. HAN oder HAP sorgen beide für eine hohe Dichte, gute Leistung und nicht toxische/nicht ätzende Eigenschaften. Die Konzentration von HAN oder HAP in solch einer Lösung bestimmt neben anderen Dingen den Gefrierpunkt der Lösung. Siehe US-Patent Nr. 4,527,389 von Biddle dessen vollständige Offenbarung hier durch Referenz eingearbeitet ist. Der Gefrierpunkt neigt dazu, anzusteigen, wenn die Konzentration von HAN oder HAP ansteigt. Somit wird die Konzentration primär basierend auf dem erwünschten Gefrierpunkt für den speziellen Einsatzfall gewählt, da alle anderen Überlegungen vorschreiben würden, dass die höchst mögliche Konzentration verwendet wird.
  • Das Oxidationsmittel kann weiter eine kleine Menge eines Zusatzes enthalten, welcher die Energiedichte der Mischung in jeder Triebwerksbrennkammer erhöht. Dieser Zusatz kann enthalten oder bestehen aus einem oder mehreren Nitraminen, wie z. B. HMX, RDX, CL-20, einem zusätzlichen Oxidationsmittel, wie z. B. AN, und Gefrierpunkt senkenden Mitteln, wie z. B. die Folgenden: Alkylammoniumnitratsalze, wie z. B. Tetramethylammoniumnitrat und Triethylammoniumnitrat (TEAN); Hydraziniumnitrate und Alkylhydraziniumnitrate; Alkylhydroxylammoniumnitrate, wie z. B. Methan-bis-(O-Hydroxylamin)-Dinitrat (MBODN), Diethylhydroxylaminnitrat (DEHAN), N, O- Dimethylhydroxylaminnitrat (DMHAN); und andere einschließlich O-Methylhydroxylaminnitrat (OMHAN), Guanidinnitrat, Hydroxylaminphosphat (HAPT), Dimethylsulfoxid (DMSO), und TREN3 (tris-(2-Aminoethyl)-Amintrinitrat) in mit dem Gefrierpunkt und den Energiegehaltanforderungen des Systems vereinbaren Mengen. Lange Zeit stabilisierende Gemische können auch basierend auf Lagerungszeitanforderungen benötigt werden. Eine beispielhafte Rezeptur für ein flüssiges Oxidationsmittel umfasst 70 Gewichtprozent HAN, 15 Gewichtprozent AN und 15 Gewichtprozent Wasser. Eine andere beispielhafte Rezeptur für ein flüssiges Oxidationsmittel umfasst 85 Gewichtprozent HAP und 15 Gewichtprozent Wasser.
  • Wie vorab diskutiert ist eine der Funktionen des Subsystems 20, zu Zündzwecken Gas zu den Triebwerken 18 und 19 zu liefern. Gas von dem Subsystem 20 kann zu der kühlenden Vorrichtung 24 geliefert werden und dann, nachdem es ausreichend gekühlt worden ist, um ungeeignet zu sein, das Oxidationsmittel zu zersetzen oder zu verdampfen, kann es zu dem Subsystem 22 strömen, wo das Gas agiert, um das Oxidationsmittel in dem Subsystem 22 unter Druck zu setzen. Wenn Gas von dem Subsystem 20 eingesetzt wird, um das Subsystem 22 unter Druck zu setzen, ist es höchst wünschenswert, diese Systeme 20 und 22 getrennt zu halten. Obwohl nicht dargestellt kann das Subsystem 22 einen Tank umfassen, welcher mit einem Kolben oder einer Blase oder einer vergleichbaren Vorrichtung ausgestattet ist, welche das durch das Subsystem 20 zugeführte Druckregelungsgas von der Oxidationsmittelflüssigkeit des Subsystems 22 physikalisch trennt, wobei eine Reaktion zwischen dem Druckregelungsgas und dem Oxidationsmittel verhindert wird.
  • Der Fluss von Flüssigkeit zu und von der kühlenden Vorrichtung 24 wird durch den Betrieb der Ventile 26 gesteuert, um einen Druck in dem Subsystem 22 aufrecht zu erhalten, was eine angemessene und akzeptable Strömungsgeschwindigkeit der Oxidationsmittelflüssigkeit zu allen Triebwerken 18 und 19 gewährleistet.
  • Die Erfindung kann bei Systemen angewendet werden, in welchen: (a) jedes der Triebwerke 18 und 19 ein hybrides Triebwerk mit einem Feststoff-Brennstoff ist; (b) jedes der Triebwerke 18 und 19 ein Bi-Flüssigkeits-Triebwerk ist; und (c) eine Kombination von hybriden Triebwerken und Bi-Flüssigkeits-Triebwerken als die Triebwerke 18 und 19 ausgewählt sind.
  • Bei dem Fall der Ausführungsform (b) oder (c) wird das durch das Subsystem 20 zugeführte heiße Gas ausgewählt, um sein Leistungsverhalten als Brennstoff im Vergleich zu der Ausführungsform (a) zu verbessern, da eins oder mehrere der Triebwerke 18 und 19 ohne eine Brennstoffkörnung sind.
  • Bei dem Fall der Ausführungsform (c) ist die typischste Anordnung eine, bei welcher nur Triebwerk 18 ein hybrides Triebwerk, welches einen Feststoff-Brennstoff enthält, ist. Jedoch können Variationen der Ausführungsform (c) auch Anordnungen enthalten, bei welchen eine oder mehrere der Triebwerke 19 Feststoff-Brennstoff-Triebwerke sind und wobei Triebwerk 18 entweder ein Feststoff-Brennstoff-Triebwerk oder ein Triebwerk mit gasförmigem Brennstoff (oder ein Triebwerk mit lediglich einem selbst verbrennenden Treibstoff) ist.
  • Obwohl nicht in 1 dargestellt, gehört es in den Umfang dieser Erfindung, ein Antriebssystem bereitzustellen, dass kein axiales Haupttriebwerk besitzt, so dass der primäre Schub durch den Zusammenschluss der exzentrischen Triebwerke 19 erzielt wird. Es gehört auch zu dem Umfang dieser Erfindung, eine Mehrzahl von Haupttriebwerken bereitzustellen, welche gemeinsam einen konzentrischen Ring um die Achse der Raketenanordnung bilden.
  • Die Zufuhr von heißem Gas von dem Subsystem 20 zu der Gruppe von Triebwerken 18 und 19 wird durch ein Hauptdurchflusssteuerungsventil 30 gesteuert. Zum individuellen Steuern der Zu fuhr des heißen Gases von dem Subsystem 20 zu den einzelnen Triebwerken 19 sind auch Durchflusssteuerungsventile 34 vorhanden, wobei jedes der Durchflusssteuerungsventile 34 in Verbindung mit einer Einspritzungsvorrichtung 12 eines entsprechenden Triebwerkes 19 positioniert ist. Obwohl nicht dargestellt können zusätzliche Durchflusssteuerungsventile stromabwärts bezüglich des Steuerungsventils 30 eingesetzt werden, um die Zufuhr des heißen Gases zu dem Triebwerk 18 unabhängig von dem Strom des heißen Gases zu den Triebwerken 19 zu steuern. Die Zufuhr des Oxidationsmittels von dem Subsystem 22 zu der Gruppe von Triebwerken 18 und 19 wird durch ein Hauptdurchflusssteuerungsventil 32 gesteuert. Die Zufuhr des Oxidationsmittels von dem Subsystem 22 zu den einzelnen Triebwerken 18 und 19 wird einzeln durch Durchflusssteuerungsventile 36 gesteuert, wobei jedes davon mit einer Einspritzungsvorrichtung 14 eines entsprechenden Triebwerkes 19 korrespondiert. Alle diese Ventile 30 – 36 können elektrisch gesteuerte Ventile sein, welche durch das Steuerungssystem des Fahrzeuges, in welchem das Antriebssystem angebracht ist, betrieben werden. Die Betriebsfolge der Ventile wird durch den Fahrzeugantrieb und die Lenkungsanforderungen gemäß der Prinzipien und Verfahren der Durchflusssteuerung, welche nach dem Stand der Technik bekannt sind, bestimmt.
  • Eine Ausführungsform eines hybriden Triebwerkes, welches in einem erfindungsgemäßen System eingesetzt werden kann, ist im Querschnitt in 2 dargestellt. Dieses Triebwerk besitzt ein Gehäuse 40, welches eine eine feste Brennstoffkörnung 45 umfassende Brennkammer (nicht bezeichnet) umschließt, eine sich von dem Gehäuse 40 nach hinten erstreckende Auslassdüse 42 und einen Verteilerblock 44, welcher vor dem Gehäuse 40 befestigt ist und einen Oxidationsmittelzuführkanal 46 zur Abgabe des unter Druck gesetzten flüssigen Oxidationsmittels von dem Subsystem 22 und einen Gaszuführkanal 48 zur Abgabe des heißen Zündgases von dem Subsystem 20 enthält. Das Oxidationsmittel wird von dem Oxidationsmittelszuführkanal 46 durch eine Sammelleitung 52 zu einer Einspritzvorrichtungs platte 50 geleitet. Die Einspritzvorrichtungsplatte 50 enthält eine Mehrzahl von Auslassöffnungen.
  • Wenn das Haupttriebwerk 18 des in 1 dargestellten Systems ein hybrides Triebwerk wie in 2 dargestellt ist, beeinflusst das Ventil 32 die Zuführung des Oxidationsmittels von dem Subsystem 22 zu dem Oxidationsmittelzuführkanal 46 und das Ventil 30 beeinflusst die Zuführung des Gases von dem Subsystem 20 zu dem Gaszuführkanal 48. Wenn eins oder mehrere der Höhe steuernden Triebwerke 19 ein hybrides Triebwerk ist wie in 2 dargestellt, dann ist jeder der Oxidationsmittelzufuhrkanäle 46 der Höhe steuernden Triebwerke 19 mit einem entsprechenden Ventil 36 verbunden und jeder der Gaszufuhrkanäle 48 der Triebwerke 19 ist mit einem entsprechenden Ventil 34 verbunden.
  • 3 ist eine Querschnittsansicht, welche eine Ausführungsform eines Bi-Flüssigkeits-Triebwerkes darstellt, d.h. ein Triebwerk mit einem gasförmigen Brennstoff, welches bei dem erfindungsgemäßen Verfahren eingesetzt werden kann. Solche Komponenten, welche mit den entsprechenden Komponenten in 2 identisch sind, werden nicht erneut beschrieben, aber durch die gleichen Bezugszeichen bezeichnet. In 3 enthält das Gehäuse 40 keine feste Brennstoffkörnung. Ein Verteilerblock 54 besitzt einen Oxidationsmittelzufuhrkanal 46 und einen ringförmigen Zufuhrkanal 58 für heißes Zünd- und Brennstoff-Gas zum Zuführen des heißen Zünd- und Brennstoff-Gases in die Brennkammer, wo die Brennstoffkomponente des heißen Zünd- und Brennstoff-Gases bei Vorhandensein des Oxidationsmittels verbrennt. Der Brennstoffgaszufuhrkanal 58 ist mit einem Ventil 30 oder mit Ventilen 30 und 34 verbunden, dies ist abhängig davon, ob das Triebwerk das axiale Triebwerk 18 oder eins der Anordnung der Höhe steuernden Triebwerke 19 ist. Der Brennstoffzufuhrkanal 58 kann eine ringförmige dünne Schicht von Gas bereitstellen oder kann eine ringförmige Sammelleitung sein, welche Gas zu einer Mehrzahl von Ein spritzungsvorrichtungsöffnungen an der Schnittstelle des Verteilerblocks 54 und des Gehäuses 40 leitet.
  • 4 stellt eine zweite Ausführungsform eines Triebwerkes mit gasförmigem Brennstoff dar, welches einen Verteilerblock 64 besitzt, welcher mit zwei Einspritzvorrichtungsplatten 66, zwei Oxidationsmittelzufuhrkanälen 68 und zwei Zufuhrkanälen 70 für heißes Zünd- und Brennstoff-Gas versehen ist.
  • Die Einspritzvorrichtungsplatten 66 sind jeweils mit einem der Kanäle 68 verbunden und jeder besitzt eine Mehrzahl von Ausgangsöffnungen oder Düsen. Die Anzahl und/oder der Durchmesser der Öffnungen in einer der Platten 66 unterscheidet sich zu der anderen Platte 66, so dass jede der Platten 66 ihre eigene charakteristische Oxidationsmittelströmungsgeschwindigkeit erzeugt. Jeder der Kanäle 68 ist mit einem jeweiligen Ventil verbunden, um das Oxidationsmittel zu seiner entsprechenden Einspritzvorrichtungsplatte 66 zu liefern, um Verbrennung mit einer bestimmten und somit variablen Rate zu bewirken. Die Ventile können beide offen sein, um eine maximale Verbrennungsrate zu erzeugen.
  • Die Kanäle 70 sind jeweils mit entsprechenden Ventilen verbunden, um heißes Zünd-/Brennstoff-Gas in die Brennkammer zu liefern. Jeder der dargestellten Kanäle 70 besitzt eine ringförmige Form, wie zuvor beschrieben, um den Strom von heißem Gas gleichmäßig um die Achse der Brennkammer zu verteilen. Die Kanäle 70 sind jeder mit einem jeweiligen Ventil verbunden, um das heiße Gas zu dem Kanal 70 zu liefern. Die Strömungsgeschwindigkeiten des heißen Zünd-/Brennstoff-Gases durch die Kanäle 70 kann durch geeignetes Dimensionieren der Kanäle 70 und Steuern der Ventile abhängig von der Strömungsgeschwindigkeit des Oxidationsmittels durch die Kanäle 68 gesteuert werden. Die mit den Kanälen 70 verbundenen Ventile können beide offen sein, zumindest wenn die mit den Kanälen 68 verbundenen Ventile beide offen sind, um eine maximale Verbrennungsrate zu erzeugen.
  • Die erfindungsgemäßen Ausführungsformen sind speziell für die oberen Stufen von mehrstufigen Raketentriebwerken, insbesondere von handelsüblichen Trägerraketen und Raketengeschossen, geeignet. Die Erfindung erlaubt, dass sowohl der Antrieb als auch die Höhe durch ein einziges System gesteuert wird.
  • Die voran stehende detaillierte Beschreibung der bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung diente dem Zweck der Verdeutlichung und Beschreibung. Es ist nicht beabsichtigt, vollständig zu sein oder die Erfindung auf die genauen offenbarten Ausführungsformen zu beschränken. Modifikationen und Variationen sind den mit diesem Stand der Technik vertrauten Fachleuten offensichtlich. Z. B. sollte klar sein, dass die in 3 und 4 dargestellten Ausführungsformen auch durch Einsetzen einer festen Brennstoffkörnung in die Brennkammer zu hybriden Triebwerken mit Feststoff-Brennstoff modifiziert werden können. Außerdem ist es für eins oder mehrere der Triebwerke 18 und 19 möglich, umgekehrte hybride Raketentriebwerke zu sein, so dass eine Feststoff-Oxidationsmittelreiche Körnung in die Brennkammern der hybriden Raketentriebwerke geladen ist. Bei dieser Ausführungsform besitzen geeignete Feststoff-Oxidationsmittelkörnungen z. B. fluorierte Polymere mit einem hohen Prozentsatz an AP oder anderen Oxidationsmitteln und mit oder ohne metallische Brennstoffe wie vorab beschrieben. Typische Brennstoffe, welche in einem flüssigen Zustand in die Brennkammern zugeführt werden können, besitzen z. B. die Brennstoff-reichen Rezepturen, welche für das Subsystem 20 vorab beschrieben worden sind.
  • Die Ausführungsformen wurden gewählt und beschrieben, um am besten die Prinzipien der Erfindung und ihre praktische Anwendung zu erklären, wodurch andere Fachleute in die Lage versetzt werden, die Erfindung für verschiedene Ausführungsformen und mit verschiedenen Veränderungen, wie sie für die spezielle betrachtete Anwendung geeignet sind, nachzuvollziehen. Der Umfang der Erfindung soll auch verschiedene Änderun gen und Äquivalente, welche in der Idee und in dem Umfang der beigefügten Ansprüche enthalten sind, mit abdecken.

Claims (19)

  1. Raketenmotoranordnung mit einer Längsachse und ein Antriebssystem umfassend, wobei das Antriebssystem umfasst: eine Anordnung von exzentrischen Raketentriebwerken (19), wobei jedes eine jeweilige Brennkammer besitzt und von der Längsachse der Raketenmotoranordnung versetzt ist, wobei die exzentrischen Raketentriebwerke hergestellt und angeordnet sind, um durch unabhängiges Zünden eines ausgewählten oder einer ausgewählten Gruppe der exzentrischen Raketentriebwerke eine Höhensteuerung der Raketenmotoranordnung zu ermöglichen; eine oder mehrere Oxidationsmittelflüssigkeitsquellen (22), welche mit den exzentrischen Raketentriebwerken operativ in Verbindung stehen, um einer Oxidationsmittelflüssigkeit zu ermöglichen, zu einem ausgewählten oder zu einer ausgewählten Gruppe der exzentrischen Raketentriebwerke zugeführt zu werden; und eine oder mehrere Zündflüssigkeitsquellen (20), welche operativ mit den exzentrischen Raketentriebwerken in Verbindung stehen, um zu ermöglichen, dass eine Zündflüssigkeit zu einem ausgewählten oder zu einer ausgewählten Gruppe der exzentrischen Raketentriebwerke zum Zünden einer Verbrennungsreaktion zwischen der Oxidationsmittelflüssigkeit und einer Brennstoffkomponente zugeführt wird, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest einige der exzentrischen Raketentriebwerke hybride Raketentriebwerke sind, bei welchen die Brennstoffkomponente Feststoff-Brennstoffkörnungen umfasst, welche jeweils in den Brennkammern der hybriden Raketentriebwerke untergebracht sind.
  2. Raketenmotoranordnung nach Anspruch 1, wobei das Antriebssystem weiter ein primäres axiales Raketentriebwerk umfasst, welches hergestellt und angeordnet ist, um Schub auf einer Längsachse der Raketenmotoranordnung zu erzeugen.
  3. Raketenmotoranordnung nach Anspruch 2, wobei das primäre axiale Raketentriebwerk ein hybrider Raketenmotor in Flüssigkeitsverbindung mit einer oder mehreren der Oxidationsmittelflüssigkeitsquellen ist.
  4. Raketenmotoranordnung nach Anspruch 1, wobei das Antriebssystem weiter eine Mehrzahl von primären Raketentriebwerken umfasst, welche hergestellt und angeordnet sind, um gemeinsam eine Schubkraft entlang der Längsachse der Raketenmotoranordnung zu entwickeln.
  5. Raketenmotoranordnung nach Anspruch 4, wobei die primären Raketentriebwerke hybride Raketenmotoren in Flüssigkeitsverbindung mit einer oder mehreren der Oxidationsmittelflüssigkeitsquellen sind.
  6. Raketenmotoranordnung nach Anspruch 1, weiter umfassend ein oder mehrere Oxidationsmittelflüssigkeitssteuerungsventile (32, 36), wobei jedes der Oxidationsmittelflüssigkeitssteuerungsventile einen Fluss der Oxidationsmittelflüssigkeit von einer oder mehreren Oxidationsmittelflüssigkeitsquellen zu einem jeweiligen oder zu einer jeweiligen Gruppe der hybriden Raketentriebwerke steuert.
  7. Raketenmotoranordnung nach Anspruch 6, wobei jedes der Oxidationsmittelflüssigkeitssteuerungsventile eine variable Steuerung der Oxidationsmittelflüssigkeit zu dem jeweiligen oder zu der jeweiligen Gruppe der hybriden Raketentriebwerke erlaubt.
  8. Raketenmotoranordnung nach Anspruch 1, weiter zumindest eine kühlende Vorrichtung (24) umfassend, welche in einer Leitung positioniert ist, welche eine oder mehrere der Oxidationsmittelflüssigkeitsquellen mit einer oder mehreren der Zündflüssigkeitsquellen verbindet, um zu ermöglichen, dass die Zündflüssigkeit gekühlt wird und die Oxidationsmittel flüssigkeit in den Oxidationsmittelflüssigkeitsquellen unter Druck gesetzt wird.
  9. Raketenmotoranordnung nach Anspruch 1, wobei die Zündflüssigkeit einen Brennstoff besitzt, der mit der Oxidationsmittelflüssigkeit brennbar ist.
  10. Raketenmotoranordnung nach Anspruch 1, weiter ein oder mehrere Zündflüssigkeitsteuerungsventile (30, 34) umfassend, wobei jedes der Zündflüssigkeitsteuerungsventile einen Fluss der Zündflüssigkeit von der einen oder den mehreren Zündflüssigkeitsquellen zu einem jeweiligen oder zu einer jeweiligen Gruppe der hybriden Raketentriebwerke steuert.
  11. Raketenmotoranordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei zumindest einige der exzentrischen Raketentriebwerke Bi-Flüssigkeits-Raketentriebwerke sind, bei welchen die Zündflüssigkeit und die Brennstoffkomponente gleich ist, und wobei ferner die Zündflüssigkeit ausreichend Brennstoffreich und heiß ist, um eine Verbrennungsreaktion zwischen der Oxidationsmittelflüssigkeit und der Zündflüssigkeit zu bewirken.
  12. Raketenmotoranordnung nach Anspruch 11, wobei das Antriebssystem weiter ein primäres axiales Raketentriebwerk (18) umfasst, welches hergestellt und angeordnet ist, um entlang einer Längsachse der Raketenmotoranordnung Schub zu entwickeln.
  13. Raketenmotoranordnung nach Anspruch 12, wobei das primäre axiale Raketentriebwerk in Flüssigkeitsverbindung mit einer oder mehreren der Oxidationsmittelflüssigkeitsquellen steht.
  14. Raketenmotoranordnung nach Anspruch 11, wobei das Antriebssystem weiter eine Mehrzahl von primären Raketentriebwerken umfasst, welche hergestellt und angeordnet sind, um gemeinsam eine Schubkraft entlang der Längsachse der Raketenmotoranordnung zu erzeugen.
  15. Raketenmotoranordnung nach Anspruch 11, weiter ein oder mehrere Oxidationsmittelflüssigkeitssteuerungsventile (32, 36) umfassend, wobei jedes der Oxidationsmittelflüssigkeitssteuerungsventile einen Fluss der Oxidationsmittelflüssigkeit von der einen oder den mehreren Oxidationsmittelflüssigkeitsquellen zu einem jeweiligen oder zu einer jeweiligen Gruppe der Bi-Flüssigkeits-Raketentriebwerke steuert.
  16. Raketenmotoranordnung nach Anspruch 15, wobei jedes der Oxidationsmittelflüssigkeitssteuerungsventile eine variable Steuerung der Oxidationsmittelflüssigkeit zu einem jeweiligen oder zu einer jeweiligen Gruppe der Bi-Flüssigkeits-Raketentriebwerke ermöglicht.
  17. Raketenmotoranordnung nach Anspruch 11, weiter zumindest eine kühlende Vorrichtung (24) umfassend, welche in einer Leitung positioniert ist, welche eine oder mehrere der Oxidationsmittelflüssigkeitsquellen mit einer oder mehreren der Zündflüssigkeitsquellen verbindet, um zu ermöglichen, dass die Zündflüssigkeit gekühlt und die Oxidationsmittelflüssigkeit in den Oxidationsmittelflüssigkeitsquellen unter Druck gesetzt wird.
  18. Raketenmotoranordnung nach Anspruch 11, weiter ein oder mehrere Zündflüssigkeitsteuerungsventile (30, 34) umfassend, wobei jedes der Zündflüssigkeitsteuerungsventile einen Fluss der Zündflüssigkeit von der einen oder den mehreren Zündflüssigkeitsquellen zu einem jeweiligen oder zu einer jeweiligen Gruppe der Bi-Flüssigkeits-Raketentriebwerke steuert.
  19. Raketenmotoranordnung nach Anspruch 18, wobei jedes der Zündflüssigkeitsteuerungsventile eine variable Steuerung der Zündflüssigkeit zu der jeweiligen oder zu der jeweiligen Gruppe der Bi-Flüssigkeits-Raketentriebwerke ermöglicht.
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