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Vorrichtung zur Verbesserung des Wirkungsgrades von Gasdruckraketen
bei Anfangsbeschleunigung Die Wirkungsgradkurven von Strahltriebwerken (Fig. i)
veranschaulichen die unzulänglichen Wirkungsgrade beim Start und in einem unteren
Antriebsbereich, im Gegensatz zu anderen Motoren mit einem bei gleichbleibender
Belastung nahezu konstanten Nutzeffekt. Erst imBereich derÜberschallgeschwindigkeit
steigen die Wirkungsgradkurven steil an. Bei flügellosen, vertikal aufsteigenden
Großraketen und Raumschiffen kann dieser Leistungsabfall bei Anfangsbeschleunigung
mit bekannten technischen Mitteln, wie Start- und Stufenraketen, nicht überbrücktwerden.
Während solche Hilfsraketen zur kurzen Horizontalbeschleunigung beim Flugzeugstart
geeignet sind, erscheint ihre Anwendung beim senkrechten Raketenstart schon deshalb
unzweckmäßig, weil hier ihr Gewicht nicht vom Fahrgestell bzw. Tragflügel aufgenommen
wird. Die Hilfsraketen haben nun die Masse der Hauptrakete und ihre eigene Masse
mit Hilfe der Rückstoßgase zu beschleunigen, und zwar gegen die Erdanziehung, was
naturgemäß zu unverhältnismäßig höheren Masseverlusten führen muß. Versuche haben
zur Genüge erwiesen, daß solche Raketen ohne, nennenswerten Effekt ausbrannten,
bevor die Hauptrakete das Startgerüst verlassen hatte.
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Eine nach dem Satz von der Erhaltung des Impulses, wonach der Impuls
gleich Masse mal Geschwindigkeit ist, erstrebenswerte Erhöhung der Ausströmungsgeschwindigkeit
c durch Aufheizung der Raketengase entsprechend der Formel
muß im Augenblick des Startes bzw. unmittelbar danach den Wirkungsgrad beeinträchtigen.
Hierbei bedeuten: c = theoretische Ausströmungsgeschwindigkeit in Meter pro Sekunde
ins Vakuum; A = Wärmeäquivalent = 427 mkg/kcal; c?, = spezifische Wärme des Gases;
g = Erdbeschleunigung = 9,81 m/sec2. T ist bei chemischen Reaktionen die theoretische
Gastemperatur
nach der Verbrennung, die mit dem theoretischen Heizwert (oberen Heizwert) des Brennstoffes
in der Beziehung H = c, - T steht. Die ausströmenden heißen Verbrennungsgase
können nicht sofort das schwere Raketenprojektil beschleunigen, sondern reißen zunächst
die umgebende Luft unter starker Wirbelbildung mit sich. Diese Wirbel, die ihre
Energie der kinetischen Gasstrahlenergie entnehmen, bewirken in der überlagerten
heißen Potentialströmung eine außerordentliche Energiezerstreuung. Mit der damit
verbundenen Stromverzögerung bzw. Druckverbreiterung und Stoßdämpfung entsteht eine
mit der Gasaufheizung sich steigernde Wärmestauung. Eine Wirkungsgradverbesserung
im gaserfüllten Raum kann daher nur durch entsprechende Wärmeableitung erfolgen,
d. h., je höher c" - T ist, desto größer muß naturgemäß auch die Wärmeableitung
sein.
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Erfindungsgemäß wird diese sogenannte dynamische Wärmeableitung durch
im Kern der ringförmig abgeblasenen Rückstoßgase am Raketenkörper abrollende und
kondensierende Gas-Dampf-Wirbelringe erzielt. Die Kondensation erfolgt durch Einführen
von Kondensationskernen unmittelbar nach dem Entstehen der Ringe, die durch einen
von einer Erdstation ausgehenden ionisierten Leitstrahl elektrisch aufgeladen werden.
Der Zusammenhalt der Wirbelringe beruht nicht oder nur zum kleinsten Teil auf elektrostatischer
Anziehung, sondern auf den atomaren Austausch- oder Bindungskräften, die um so stärker
sind, je größer die Anzahl der Ladungsträger in der Volumeinheit ist. Gleichzeitig
erfahren die rotierenden Gasionen am inneren Wirbelringumfang, wo eine maximale
Gasdichte herrscht, durch die von der Erdstation rhythmisch ausgesandten Beschleunigungsstöße
einen Antrieb, der im Augenblick des Startes durch Einblasen stark abgekühlter,
elektrisch leitfähiger Gase und Kondensationskerne verstärkt werden kann. Bei den
im Wirbelringstrombild entstehenden koaxialen Kreisen wirken die Tangentialspannungen
fast senkrecht zur Raketenlängsachse, und zwar nach innen zum Kern bzw. zum Raketenkörper
ziehend durch Mitwirbeln und Beschleunigen dissoziierter, mehr oder weniger ionisierter
Rückstoßgase, so daß nun die Ionenrekombination unter Kondensation bzw. starker
Abkühlung der Gase erfolgen kann. Dies sind im wesentlichen die Vorgänge bei der
dynamischen Wärmeableitung im Kern des Abgasstrahles bei Start- bzw. Anfangsbeschleunigung.
Sie-erzielen damit eine weitgehende Rückgewinnung der thermischen Dissoziationsenergie.
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Im folgenden wird die Vorrichtung an Hand der Fig. 2, 3 und q. beschrieben.
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Die Rückstoßgase treten am Strahlungskopf K durch den Kranzdüsensatz
G" aus. Die Lagerung der Düsen im Strahlungskopf bzw. ihre Aufhängung, nachdem die
Düsen bei senkrechter Startstellung in einem bestimmten Neigungswinkel nach unten
hängen, ist schirmartig. Die Aufhängung erfolgt möglichst im Düsenschwerpunkt in
Lagern und Bolzen von großer Reibung in Ausschnitten der runden Scheibe S, die mit
der Wandung des Strahlungskopfes und dem Träger T fest verbunden ist. Eine zweite
Lagerung ist zwischen Düsenschwerpunkt und Mündung vorhanden. Die in Gelenken g,
g gelagerten und mit den Düsen G" und dem Ring R verbundenen Streben und Spannkabel
St werden beim Arbeiten der Düsen auf Zug beansprucht und gestatten ein begrenztes
Schwenken der Düsen G" zum Zwecke eines variablen Öffnungswinkels der ringförmig
abgeblasenen Rückstoßgase, je nach Feststellung des auf dem Träger T verschiebbar
angeordneten Ringes R. Durch die heißen Entladungen der im Strahlungskopf ebenfalls
schwenkbar angeordneten Spitzenelektroden E erfolgt eine Aufheizung bzw. Beschleunigung
der Rückstoßgase. Die Zufuhr elektrischer Energie erfolgt durch im Hohlträger T
verlegte Kabel über die Antennen F auf dem von der Erdstation ausgehenden ionisierten
Leitstrahl im Kern der abrollenden Wirbelringe. Der Stromweg im Innern der Rakete
von den Antennen über die Verbindungskabel zu den Elektroden Eist abisoliert. Der
Träger T wird in seinem abgeschlossenen Hohlraum durch Zerstäuben bzw. Verdampfen
flüssiger Treibstoffe oder flüssigen Sauerstoffes gekühlt. Die Verdampfungsprodukte
werden durch biegsame Leitungen im Strahlungskopf den Düsen G" zugeführt. Mit zunehmender
Raketengeschwindigkeit wird der Strahlungskopf aus dem rückwärtigen Raketenkörper
mehr und mehr ausgefahren und durch Einstellung des Ringes R auf dem Träger T der
Anstellwinkel der Düsen bzw. der Öffnungswinkel der ringförmig. abgeblasenen Gase
verringert.
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Zwischen dem Ring R und der Mündung der Dampfdüse G ist ein longitudinal
schwingender leichter pilzförmiger Körper C auf dem Träger T verschiebbar angeordnet.
Der Schwingkörper C wird durch die intermittierend arbeitende elektrisch geheizte
Dampfdüse angeblasen und erhält hierdurch und in Verbindung mit den im Resonanzbereich
erfolgenden elektrischen Beschleunigungsstößen seinen Antrieb. Die Elongationseinstellung
des Schwingkörpers C erfolgt durch mehr oder weniger große Spannung von Federn,
die zwischen dem Schwingkörper C und dem Träger T angeordnet sind. Von der bei Anfangsbeschleunigung
erforderlichen Schwingungsamplitude geht die Elongation des Schwingkörpers C mit
wachsender Frequenz zurück. Der Strahl der Gegenstromdüse G wird durch das halbkugelförmig
ausgebildete Prallblech des Schwingkörpers C um rund 18o° umgelenkt und kann daher
keinen Rückdruck verursachen. In die am Schwingkörper abgelösten und elektrisch
beschleunigten Gas-Dampf-Wirbelringe werden Kondensationskerne eingeführt, und zwar
zweckmäßig bereits im Strahlungskopf durch Zerstäuber Z. Die Zerstäubung erfolgt
durch den entstehenden Unterdruck. Außerdem können beim Start von der Kraftstation
aus durch ein Strahlrohr Kondensationskerne in den inneren Wirbelringumfang eingeblasen
werden. Der durch die flüssigen Treibstoffe tiefgekühlte Raketenmantel, an dem die
elektrisch geladenen Wirbelringe aufsitzen und abrollen, trägt wesentlich zur Kondensation
bei.
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Die Übertragung elektrischer Energie erfolgt einleitend auf kurze
Entfernung durch einen Strahl elektrisch leitfähiger Gase in Verbindung mit rhythmischen
und starken Entladungen durch Anstrahlen
der am rückwärtigen Raketenteil
befindlichen Antennen F. Mit wachsender Frequenz bleibt dieser Entladungskanal stark
leitend infolge Ionisation. Das Nachfließen von Elektrizität in diesem Kanal bzw.
Leitstrahl erfordert naturgemäß hohen Energieaufwand, der selbstverständlich bei
der Bewertung des Raketenwirkungsgrades nicht in Rechnung gestellt werden darf,
weil diese Energie nicht von der Rakete, sondern der Kraftstation erzeugt wird.
Wesentlich für den technischen Fortschritt ist die Verringerung der Masseverluste
beim Raketenaufstieg bzw. bei Anfangsbeschleunigung durch die dynamische Wärmeableitung,
welche nun die Verwendung von Treibstoffen von hohem Heizwert und geringem Molekulargewicht
unter zusätzlicher elektrischer Aufheizung gestattet. Die Reduzierung der Masseverluste
auf ein Minimum im unteren Antriebsbereich wirkt sich selbstverständlich im gesamten
Antriebsbereich günstig aus. Eine Verwendung von Kernenergie oder z. B. Strahlungsenergie
in einem oberen Antriebsbereich bei relativ hoher Raketengeschwindigkeit ist nur
denkbar, wenn genügend Rückstoßmasse in Form von Treibstoffen, z. B. Wasserstoff,
zum Zwecke der-Aufheizung verfügbar ist. Dies ist beim massearmen Raum nur durch
entsprechende Einsparung von Masse, insbesondere beim Raketenstart möglich.
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Eine- hohe Querschnittsbelastung. (Raketengewicht größten Querschnitt
in Quadratmeter), der ziehende Antrieb, die hierdurch erzielte hohe Stabilität auch
bei teilweisem oder vollständigem Wegfall widerstandserzeugender Strahlruder und
aerodynamisch wirkender Stabilisierungsflächen und der dadurch mögliche Leichtbau
des überschlanken Raketenkörpers, evtl. durch Anhängen gewichtsloser abwerfbarer
Treibstofftanks aus dichten seidenartigen und in der Kälte der Treibstoffe starr
werdenden Stoffgeweben am rückwärtigen Raketenteil, lassen u. a. auch äußerlich
den technischen Fortschritt in Erscheinung treten.