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Die Erfindung betrifft einen pfeilförmigen Raumgleiter in Nur-Rumpf-Bauweise
mit abgerundeter Rumpfspitze und annähernd elliptischem Rumpfquerschnitt.
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In der Raumfahrttechnik besteht die Aufgabe, Raumfahrzeuge unbeschädigt
auf die Erde zurückzubringen. Dieses Ziel kann grundsätzlich durch zweierlei Prinzipien
verwirklicht werden.
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Das heute übliche Verfahren ist der ballistische Wiedereintritt von
unbemannten oder bemannten Raumfahrzeug-Kapseln, wobei große Verzögerungen (neunmal
Erdbeschleunigung und mehr), verbunden mit starken aerodynamischen Erwärmungen,
auftreten. Für die Landung als Endphase des Wiedereintrittes werden dabei vorzugsweise
Bremsraketen und Bremsschirme verwendet. Die Landung findet im wesentlichen ungezielt
auf dem Wasser oder Land in einem weitgestreckten Landegebiet statt, wobei dann
zusätzliche Bergungsmaßnahmen (Schiffe, Flugzeuge oder Fahrzeuge zum Einholen und
Rücktransport) erforderlich sind. Die Beanspruchung der Geräte bei Wiedereintritt
und Landung schließt eine Wiederverwendung im allgemeinen aus.
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Das zweite, heute noch nicht verwirklichte, aber angestrebte Wiedereintrittsprinzip
bedient sich einer aerodynamisch tragenden Form des Raumfahrzeuges. Unter Ausnutzung
einer aerodynamischen Gleitzahl kann eine flache Wiedereintrittsbahn mit geringen
Verzögerungen und niedriger Erwärmung geflogen werden. Zweckmäßig ist dabei eine
nach Geometrie und Flächenbelastung so weit flugzeugähnliche Konfiguration, daß
damit anschließend an die sogenannte Wiedereintrittsphase auch eine aerodynamische,
gezielte Gleitfluglandung möglich ist. Derartige Fluggeräte versprechen auf Grund
ihrer geringen dynamischen und thermischen Beanspruchung beim Wiedereintritt die
Möglichkeit einer Wiederverwendung.
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Bisher bekannte Projekte derartiger landefähiger Geräte sehen folgende
unterschiedliche Lösungen vor: a) ausfaltbare flexible Tragflügel in Form von Gleitsegeln,
b) starre Tragflächen am zentralen Mittelrumpf, c) Deltaflügel in Nur-Flügel-Bauweise,
ähnlich überschallflugzeugen (vgl. britische Patentschrift 647 779), bei denen jeder
Längsschnitt des Flügels parallel zur Symmetrielinie ein übliches Flügelprofil aufweist
und der Nutzraum durch den Flügel allein bereitgestellt wird. Alle erwähnten Lösungen
zielen darauf ab, die erwünschte Gleitzahl des Raumflugkörpers und eine ausreichende
aerodynamische Stabilität für Gleitflug und Landung bereitzustellen, die einem zylindrischen,
quasi-zylindrischen oder stumpfen und für einen ballistischen Aufstieg konzipierten
Raketenfahrzeug mangelt.
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Die Anordnung ausfaltbarer flexibler Gleitflächen verspricht zwar
hinsichtlich des Baugewichtes Vorteile, hat aber den Nachteil eines komplizierten
Ausspreiz-Mechanismus und heute noch nicht beherrschbarer, örtlich kritischer Erwärmung
und aerodynamisch schwer übersehbarer Instabilitäten beim Entfaltungsvorgang.
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Im Gegensatz dazu sind starre Tragflügel und auch Delta-Flügel-Konfigurationen
sehr schwer. Ihr spezifisches Konstruktionsgewicht liegt bei dem derzeitigen Stand
der Technik in der gleichen Größenordnung wie bei von Tragflächenflugzeugen und
beträgt 30 bis 60 kg/m2 bezogen auf die aerodynamisch tragende Projektionsfläche.
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Erfahrungsgemäß macht das Tragflächengewicht 25 bis 30% des Zellengewichtes
von Raumgleitern aus, wodurch der Impulsbedarf beim Aufstieg außer durch erhöhten
Widerstand auch noch durch Vergrößerung der zu beschleunigenden Massen erheblich
anwächst.
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Die Größe der erforderlichen Flügel bei einem Raumgleiter ist in erster
Linie durch die Forderung nach aerodynamischer Stabilität gegeben, im Gegensatz
zu klassischen Luftfahrzeugen, bei denen die Flächenbelastung bei Start und Landung
das Kriterium für die Flügelbemessung ist. Ein zylindrischer Rumpf einer Rakete
ist aerodynamisch instabil. Windkanalmessungen führten zu der Erkenntnis, daß ein
zylindrischer Rumpf eines Raumfahrzeuges zur Erzielung aerodynamischer Stabilität
um die Querachse mit Zusatzflächen ausgestattet werden muß, die zwischen 50 und
80% der Projektionsfläche des Rumpfes ausmachen.
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Der Rumpf eines Raumfahrzeuges, der seinerseits vorwiegend aus den
Kraftstoffbehältern besteht, ist aber selbst, bedingt durch den hohen Massenanteil
des Treibstoffes in Verbindung mit den meistens sehr niedrigen spezifischen Gewichten
hochenergetischer Kraftstoffe (H2 Verbrennung), sehr voluminös und hat entsprechend
eine sehr große aerodynamisch mittragende Projektionsfläche. Bei Ergänzung dieser
Rumpffläche durch die aus Stabilitätsgründen erforderlichen großen Flügelflächen
würden sich bei leergeflogenen Behältern so niedrige Flächenbelastungen ergeben,
wie sie für die Landung selbst nicht unbedingt erforderlich wären.
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Aufgabe der Erfindung ist es, eine überdimensionierung der tragenden
Fläche und die mit ihr verbundene unerwünschte Zellengewichtserhöhung zu vermeiden
und den Rumpf in seiner Form so zu gestalten, daß er auch ohne Zusatzflächen weitgehend
eigenstabil ist. Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß der Rumpf
ein stumpfes Heck besitzt und die Rumpfseitenteile durch pfeilförmig angeordnete
prismatische Treibstoffbehälter gebildet werden, zwischen denen ein weiterer keilförmiger
Treibstoffbehälter eingesetzt ist. Erhöhte Stabilisationsanforderungen, die beim
Landeanflug mit niedrigen Landegeschwindigkeiten auftreten, werden durch zusätzliche
Anordnung von Stabilisierungsgebläsen im Heck erfüllt, die damit Zusatzflügel überflüssig
machen und diesen gegenüber Gewichtsvorteile ergeben. Die die Erfindung kennzeichnende
stumpfe Hinterkante des Rumpfes ist für den Einbau der Stabilisierungsgebläse besonders
günstig.
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Das beschriebene Raumfahrzeug ist durch die folgenden Vorteile gekennzeichnet:
1. Niedriges Gewicht durch Gestaltung des Raumflugkörpers als schlanker Keil mit
stumpfer Heckfläche, wodurch im Gegensatz zu einem zylindrischen Rumpf aerodynamische
Stabilität ohne zusätzliche schwere Flügelflächen erreicht wird.
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2. Ersatz der üblicherweise für die erhöhten Stabilisierungsanforderungen
während eines langsamen Landeanfluges erforderlichen Zusatzflächen durch leichte
Strahlstabilisatoren, die
gegenüber Zusatzflächen nennenswerte Gewichtsvorteile
haben.
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3. Extreme Pfeilwinkel gestatten an Stelle scharfer Flügelnasen stumpfe
elliptische Kanten, da die übliche Flügelnase zur Mantellinie eines schlanken Keils
wird. Die Wiedereintrittstemperaturen werden damit niedriger und leichter beherrschbar.
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4. Die Form des Fluggerätes als flacher Keil mit elliptischem Spantquerschnitt
ergibt günstige Widerstände in allen Flugphasen und ausreichende Gleitzahlen für
den Landevorgang. Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in der Zeichnung dargestellt.
Hierbei zeigt F i g. 1 eine perspektivische Darstellung, F i g. 2 einen Querschnitt
längs der Linie b-b der F i g. 5, F i g. 3 eine Rückansicht, F i g. 4 einen Seitenriß,
F i g. 5 einen Aufriß, F i g. 6 ein Einbauprinzip eines Stabilisierungsgebläses.
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Die äußere Gestalt des Raumgleiters ist durch zwei prismatische, pfeilförmig
angeordnete Behälter 5, 6 für den Brennstoff (H2) und einen dazwischen angeordneten
keilförmigen Behälter 7 für den Oxydator (z. B. 02) bestimmt und weist dadurch einen
elliptischen Querschnitt auf. Der Raum vor dem Behälter 7 kann zur Unterbringung
von Nutzlast und für einen Bremsschirm verwendet werden. An der Spitze ist eine
Kabine 8 und am rückseitigen Ende ein Raketenmotor 9 vorgesehen. Der Pfeilwinkel
beträgt etwa 80 bis 85°.
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Zur Steuerung während des Schnellfluges dienen Höhen- und Seitenruderklappen
10, 11. Sie können je nach Erfordernis gleichsinnig, einseitig oder gegensinnig
betätigt werden. Im gespreizten Zustand dienen sie als Bremsklappen. Die Steuerflächen
sind so bemessen, daß sie nur in einem Geschwindigkeitsbereich über etwa 600 km/h
die aerodynamische Stabilität und Steuerfähigkeit gewährleisten. Im Langsamflug
und während der Landung, wenn die auf diese Klappen wirkenden aerodynamischen Kräfte
nicht zur Steuerung und Stabilisierung ausreichen, wird das Fluggerät mit Hilfe
von Steuerstrahlen (Strahlimpulsen) manövriert.
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Die flugtechnische Verwendung von Gebläsen oder Bläsern, durch die
Luft in großen Mengen angesaugt und beschleunigt ausgestoßen wird, ist an sich bekannt.
Eine derartige Anordnung hat den Vorteil des geringeren Brennstoffverbrauches gegenüber
Antrieben, bei denen der Rückstoß durch aus Verbrennung flüssiger oder fester Brennstoffe
entstandenen heißen, mit hoher Geschwindigkeit aus einer Schubdüse ausgestoßenen
Gase erfolgt. Um mit den vorgeschlagenen Bläsern eine Steuerung um die drei Flugachsen
zu erreichen, benötigt man für eine Plus-Minus-Steuerung bisher sechs Bläser, sofern
man nicht eine konstruktiv aufwendige Blattverstellung der Bläserschaufeln vorsieht,
durch die wie bei einem Verstellpropeller die Richtung der beschleunigten Luft umgekehrt
werden kann. Man kann jedoch mit drei Bläsern auskommen, wenn die Bläser die beschleunigte
Luft in eine Kammer drücken, aus der sie mit Hilfe von wechselweise zu öffnenden
oder zu schließenden Durchlässen, z. B. Jalousieklappen, nachentgegengesetzten Richtungen
ausgeblasen wird.
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Das Steuerprinzip sei an Hand der F i g. 6, die schematisch einen
Vertikalschnitt durch das Rumpfende des Raumfahrzeuges darstellt, erläutert. In
der rückseitigen Rumpfwand ist ein Gebläse oder Bläser eingebaut, durch das die
atmosphärische Luft in die Kammer 2 gepumpt wird. Die Seitenwände der Kammer
2 sind mit Jalousieklappen 3, 4 versehen, die wechselweise geöffnet
oder geschlossen werden können. Bei der Einstellung der Klappen gemäß F i g. 6 wird
die angesaugte Luft nach oben ausgestoßen, so daß auf das Rumpfende ein nach unten
gerichteter Impuls ausgeübt wird. Ein entgegengesetzt gerichteter Impuls ergibt
sich, wenn die Jalousieklappen 3 geschlossen und die Klappen 4 geöffnet werden.
Die Bläser 12 bis 14 des Raumfahrzeuges nach F i g. 1 bis 5, die dem Bläser
1 der F i g. 6 entsprechen, werden in Betrieb genommen, wenn die auf die
Höhen- und Seitenruderklappen 11 und 10 wirkenden aerodynamischen Kräfte nicht zur
Steuerung und Stabilisierung ausreichen. Der Ausstoß der durch diese Bläser gepumpten
Luft erfolgt nach dem an Hand der F i g. 6 erläuterten Prinzip durch die in den
seitlichen Rumpfbereichen bzw. in dem Seitenleitwerk 15 angebrachten Jalousicklappen
12' bis 14'.