DE3922018C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft einen Kombinationsantrieb für ein hyperschall­ schnelles Fluggerät, gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruches 1.

Die Hyperschalltechnologie findet seit mehreren Jahren zunehmendes Inte­ resse. Stärker beachtet und entsprechend unterstützt werden dabei neben Projekten, die auf eine militärische Nutzung abzielen. Hyperschallver­ kehrsflugzeuge für Langstreckenflüge und Raumtransporter, die einen er­ heblichen Teil ihrer Flugbahn in der Atmosphäre zurücklegen. Bei den letzteren stellt die Senkung der spezifischen Transportkosten ein ent­ scheidendes Entwurfskriterium dar. Dieses Kriterium versucht man durch wiederverwendbare, in der Atmosphäre von aerodynamischen Auftriebskräf­ ten getragene und von luftatmenden Antrieben bewegte Geräte zu erfüllen. Zur technischen Realisierung existieren sowohl einstufige (NASP, Hotol) als auch zweistufige Vorschläge (Sänger).

Die Bereitstellung eines geeigneten Antriebes stellt eine der entschei­ denden Herausforderungen dar. Der notwendige Schub muß von diesem in ei­ nem sehr großen Geschwindigkeitsbereich von der Start- bzw. Landege­ schwindigkeit bis hin zur Hyperschallgeschwindigkeit in großen Höhen be­ reitgestellt werden. Diese Forderung ist praktisch nur durch Kombina­ tionsantriebe aus verschiedenen Triebwerksarten zu erfüllen. Dabei sol­ len mit zunehmender Fluggeschwindigkeit zunächst Turboluftstrahltrieb­ werke, dann Staustrahltriebwerke und schließlich, falls die Atmosphäre verlassen werden soll, Raketentriebwerke zum Einsatz kommen. Auch aus diesen Arten kombinierte Triebwerke, wie z. B. die Air-Turbo-Rocket (luftatmendes Turbo-Triebwerk mit außenluftunabhängigem Turbinenan­ trieb), sind sinnvoll anwendbar.

Treibstoffseitig wird angestrebt, daß alle vorhandenen Triebwerke mit demselben oder zumindest mit ähnlichen Brennstoffen zu betreiben sind. wobei die Tendenz zu flüssigem Wasserstoff (H₂) geht.

Aus der DE-PS 38 11 614 ist eine Triebwerksanordnung für luftatmende Hy­ perschall-Fluggeräte bekannt, welche ein oder mehrere Turbotriebwerke und zu jedem Turbotriebwerk mindestens je ein Staustrahltriebwerk um­ faßt. Jedes Turbotriebwerk ist mit Abstand zum Rumpf des Fluggerätes an­ geordnet, jedes Staustrahltriebwerk jeweils zwischen dem Rumpf und dem zugeordneten Turbotriebwerk. Dadurch ergibt sich eine gute Zugänglich­ keit der prüfungs- und wartungsintensiven Turbotriebwerke. Weitere Vor­ teile ergeben sich dadurch, daß die turbulente Rumpfgrenzschicht im Tur­ bobetrieb durch die Staustrahltriebwerke abgeleitet wird, wodurch sich das Betriebsverhalten der Turbotriebwerke und die Strömungsverhältnisse im Düsenbereich verbessern lassen.

Nachteilig bei solchen und anderen Kombinationsantrieben ist, daß - ab­ gesehen von kurzen Übergangsphasen - in Abhängigkeit von der Geschwin­ digkeit und den Umgebungsbedingungen (innerhalb/außerhalb der Atmosphä­ re) jeweils nur eine Triebwerksart in Betrieb ist. Die stillstehenden Triebwerke stellen "toten" Ballast dar, welcher die Masse, das Zellenvo­ lumen und - innerhalb der Atmosphäre - den Luftwiderstand des Fluggerä­ tes erhöht. Da das Zellenvolumen und die Zellenoberfläche von Hyper­ schallfluggeräten aus aerodynamischen, thermischen und sonstigen Gründen (Masse, Radarsignatur etc.) so klein wie möglich sein sollen, stellt die Integration eines Kombinationsantriebes mit mehreren Triebwerksarten ein generelles Problem dar. Wegen der starken gegenseitigen Beeinflussung von Antrieb und Zelle im hypersonischen Flug muß der Antrieb gemeinsam mit der Zelle entwickelt und in diese integriert werden.

Die Aufgabe der Erfindung besteht darin, einen Kombinationsantrieb für ein hyperschallschnelles Fluggerät zu schaffen, welcher in bezug auf seine Integration in das Fluggerät eine optimale Raumausnutzung bei mi­ nimaler Masse gewährleistet.

Diese Aufgabe wird durch die im Hauptanspruch gekennzeichneten Merkmale gelöst.

Der Vorteil der Erfindung ist darin zu sehen, daß das oder die Stau­ strahltriebwerke, welche nur bei höheren Fluggeschwindigkeiten (Über- bis Hyperschall) in Betrieb sind und einen relativ großen Strömungskanal mit wenig Einbauten aufweisen, im unteren Geschwindigkeitsbereich als Treibstofftanks benutzt und bis zu ihrer Zündung entleert werden. Dabei nimmt der an beiden Enden verschließbare Strömungskanal zumindest eine Teilmenge der Treibstoffkomponente auf, welche das oder die Triebwerke im unteren Geschwindigkeitsbereich verbrauchen. Da es sich bei diesen Triebwerken in der Regel um Turboluftstrahltriebwerke handelt, welche den Luftsauerstoff als Oxidator benutzen, wird in dem oder den Stau­ strahltriebwerken nur flüssiger Brennstoff, z. B. H₂, vorübergehend ge­ speichert. Abgesehen von den treibstoffdichten Verschlüssen an beiden Triebwerksenden ist erfindungsgemäß mindestens eine Vorrichtung je Stau­ strahltriebwerk zum Befüllen mit Treibstoff und zum Absaugen von Treib­ stoff erforderlich.

Der Unteranspruch 2 kennzeichnet eine bevorzugte Ausgestaltung des Kom­ binationsantriebes nach Anspruch 1.

Die Erfindung wird im folgenden anhand der Figuren noch näher erläutert. Dabei zeigen in schematischer Darstellung:

Fig. 1 einen Längsschnitt durch zwei Triebwerke eines Kombinationsan­ triebes im Turboluftstrahlbetrieb,

Fig. 2 denselben Längsschnitt wie Fig. 1 jedoch im Staustrahlbetrieb.

Der Kombinationsantrieb 1 nach Fig. 1 und 2 umfaßt mindestens ein Stau­ strahltriebwerk 2 für den oberen Geschwindigkeitsbereich, d. h. für Über- bis Hyperschall, und mindestens ein Turboluftstrahltriebwerk 3 für den unteren Geschwindigkeitsbereich, d. h. für die Start- und ggf. die Lande­ phase sowie für Geschwindigkeiten bis Überschall.

Im dargestellten Beispiel befindet sich das Staustrahltriebwerk 2 über dem Turboluftstrahltriebwerk 3, d. h. zwischen diesem und dem Fluggerät. Die Triebwerke können aber ebenso nebeneinander oder schräg in der Seite und der Höhe versetzt angeordnet sein. Der Kombinationsantrieb 1 kann aus zwei oder mehr Triebwerken bestehen, wobei eine paarweise Anordnung von Staustrahl- und Turboluftstrahltriebwerken bevorzugt wird. Bei Raum­ transportern, welche die Atmosphäre verlassen, ist es erforderlich, zu­ sätzlich mindestens ein außenluftunabhängiges Triebwerk, d. h. in der Re­ gel ein Raketentriebwerk, vorzusehen.

Als Triebwerke für den unteren Geschwindigkeitsbereich müssen nicht zwingend Turboluftstrahltriebwerke zum Einsatz kommen. Auch Raketen­ triebwerke wären beispielsweise verwendbar und zwar mit festen, flüssi­ gen und/oder gasförmigen Treibstoffen. Aus vielerlei Gründen (Luftsauer­ stoff als Oxidator, Wirkungsgrad etc.) ist es jedoch sinnvoll, hier Tur­ boluftstrahltriebwerke zu benutzen.

Gemäß der Anordnung nach Fig. 1 und 2 sind sich also ein Staustrahl­ triebwerk 2 und ein Turboluftstrahltriebwerk 3 zugeordnet, welche einen gemeinsamen Einlaufbereich 4 und einen gemeinsamen Düsenbereich 5 auf­ weisen.

Nach Fig. 1 ist nur das Turboluftstrahltriebwerk 3 in Betrieb, von wel­ chem der Verdichter 14, die Brennkammer 15 mit der Einspritzvorrichtung 16, die Turbine 17 und der Nachbrenner 18 schematisch wiedergegeben sind. Der Strömungskanal 9 ist stromaufwärts des Kerntriebwerkes als Diffusor, stromabwärts als Lavaldüse ausgeführt, welche auch verstellbar sein kann. Die Flammensymbole an der Einspritzvorrichtung 16 und am Nachbrenner 18 weisen auf Betrieb mit maximalem Schub hin. Die Darstel­ lung ist der Übersichtlichkeit halber möglichst einfach gewählt und sagt nichts über die genaue Bauart des Turboluftstrahltriebwerkes aus, wel­ ches als Ein- oder Mehrwellentriebwerk mit einem oder mehreren Strö­ mungskreisen ausgeführt sein kann. Die zuströmende Umgebungsluft ist mit einem weißen Pfeil, das abströmende Heißgas mit einem schwarz-weißen Pfeil und die Außenkontur des Schubstrahles 20 andeutungsweise darge­ stellt.

Das Turboluftstrahltriebwerk 3 verwendet als Oxidator ausschließlich Luftsauerstoff, so daß - zumindest für den unteren Geschwindigkeitsbe­ reich - als weitere Treibstoffkomponente nur Brennstoff im Fluggerät ge­ speichert werden muß. Im Hinblick auf vielfältige Kühlfunktionen und auf eine optimale Ausnutzung des Speichervolumens wird vorzugsweise kryoge­ ner Brennstoff in flüssigem Zustand mitgeführt, wobei flüssiger Wasser­ stoff (H₂) besonders geeignet ist. Zumindest ein Teil dieses Brenn­ stoffes wird in dem oder den Staustrahltriebwerken gespeichert, so daß das eigentliche Tankvolumen verkleinert werden kann, wodurch sich eine Massen- und Raumeinsparung ergibt. Überschlägige Berechnungen am Bei­ spiel "Sänger" zeigen, daß das als Tank nutzbare Volumen der Staustrahl­ triebwerke etwa 5 bis 10% des Gesamttankvolumens beträgt, d. h. letzte­ res kann um die genannten Prozentzahlen verkleinert werden. Dieser An­ teil kann für Treibstoffe mit höherer Dichte sehr viel höher liegen, da das gesamte notwendige Tankvolumen abnimmt, während das Volumen des Strömungskanales (8) gleich bleibt. Weiterhin kann im Rahmen der Erfin­ dung für die Start- und die anfängliche Flugphase zusätzlich zu H₂ als Treibstoff für die Hauptflugzeit ein alternativer, z. B. weniger kryoge­ ner Brennstoff mitgeführt werden, welcher ausschließlich in den Stau­ strahltriebwerken gespeichert wird. Da zu Beginn der Flugmission die zu kühlenden Komponenten noch keine nennenswerten Wärmemengen liefern, könnte mit einem solchen. weniger kryogenen Brennstoff eine leichtere Verdampfung und Erhitzung. falls nötig, und somit eine bessere Verbren­ nung in den Turboluftstrahltriebwerken erzielt werden. Gegebenenfalls kann auch ein nicht-kryogener, flüssiger Zusatzbrennstoff, wie z. B. Ke­ rosin, bei ausreichender Kühlwirkung für die Anfangsflugphase geeignet sein.

Die einfachste Art der Treibstoffversorgung ergibt sich bei Fluggeräten, welche die Atmosphäre nicht verlassen und deshalb ausschließlich mit luftatmenden Triebwerken ausgerüstet sind, wobei alle Triebwerke mit demselben Brennstoff arbeiten. In diesem Fall wird im Fluggerät nur eine Treibstoffkomponente mitgeführt, nämlich der flüssige Brennstoff. Je nach den Anforderungen des Fluggerätes an dessen Kühlwirkung kann dieser kryogen oder nicht-kryogen sein.

In der Darstellung nach Fig. 1 ist der Strömungskanal 8 des Staustrahl­ triebwerkes 2 noch weitgehend mit Brennstoff 10 gefüllt. Das Staustrahl­ triebwerk 2 ist zum Einlaufbereich 4 hin mit einer schwenkbaren Klappe 6, zum Düsenbereich 5 hin mit einer schwenkbaren Klappe 7 verschlossen. Anstelle von Klappen können natürlich auch andere Verschlußorgane wie z. B. Linearschieber, Drehschieber, Klappengitter etc. verwendet werden. Düsenseitig besteht auch die Möglichkeit, ein ausstoßbares bzw. zerstör­ bares Verschlußorgan vorzusehen. Beispielsweise kann ein Deckel fest in­ stalliert sein, welcher kurz vor Zündung des Staustrahltriebwerkes mit einer Sprengschnur von der Düse getrennt und ausgestoßen wird. Die zu­ sätzliche Gewichtsbelastung durch die beiden Verschlußorgane gegenüber Ausführungen, bei welchen die Staustrahltriebwerke nicht als Tanks be­ nutzt werden, ist gering, da diese Triebwerke einlaufseitig in jedem Fall mit einem Verschluß versehen sein müssen, um im unteren Geschwin­ digkeitsbereich einen ausreichenden Druckrückgewinn im Einlauf zu den Turboluftstrahltriebwerken sicherzustellen. Das heißt, ein Organ wie die Klappe 6 ist ohnehin vorhanden. Somit bleibt als Zusatzmasse nur das dü­ senseitige Verschlußorgan. Eine Ausführung als Klappe 7 läßt eine sinn­ volle Nutzung zur Verbesserung der Düsengeometrie im Staustrahlbetrieb zu, so daß die geringe Massenerhöhung durch eine Schuberhöhung leicht ausgeglichen werden kann.

Diese Klappen müssen im Rahmen der Erfindung treibstoffdicht sein, was sonst nicht notwendig ist.

Die Befüllung des Staustrahltriebwerkes 2 kann über die angedeutete, se­ parate Befüllvorrichtung 11 oder über vorhandene, in den Strömungskanal 8 mündende Leitungen erfolgen. Nach dem Betanken kann die Befüllvorrich­ tung 11 zur Druckbeaufschlagung des Brennstoffes 10 benutzt werden. Die Entnahme des Brennstoffes 10 erfolgt über die Absaugvorrichtung 12, wel­ che vorzugsweise in die vorhandene Flammhalteranordnung 13 integriert bzw. mit deren Einspritzsystem identisch ist. Entsprechend der Darstel­ lung nach Fig. 1 wird der Brennstoff 10 der Einspritzvorrichtung 16 und dem Nachbrenner 18 des Turboluftstrahltriebwerkes 3 zugeführt. Auf dem Weg dorthin durchströmt der Brennstoff Pumpen, Ventile, Wärmetauscher etc., welche der Übersichtlichkeit halber nicht dargestellt sind.

Die erfindungsgemäße Nutzung der Staustrahltriebwerke als Tanks wird da­ durch begünstigt, daß diese nur sehr wenige, feste Einbauten, wie die Flammhalteranordnung mit dem Einspritzsystem und wie - ggf. - Wirbeler­ zeuger, aufweisen, welche das Strömungskanalvolumen praktisch nicht ein­ schränken. Dabei spielt es auch keine Rolle, ob die Triebwerke mit Un­ terschallverbrennung (Ramjets) oder Überschallverbrennung (Scramjets) arbeiten.

Fig. 2 zeigt die Verhältnisse im oberen Geschwindigkeitsbereich. Das Turboluftstrahltriebwerk 3 ist einlaufseitig mit der Klappe 6 verschlos­ sen und steht still. Das Staustrahltriebwerk 2 ist in Betrieb, was durch die Flammensymbole an der Flammhalteranordnung 13 angedeutet ist. Die Klappe 7 bildet einen Teil der Strömungskontur der Schubdüse und beein­ flußt dabei in vorteilhafter Weise die Kontur des Schubstrahles 19.

Zusammenfassend kann gesagt werden, daß die Erfindung eine besonders ef­ fektive Nutzung von Hyperschallkombinationsantrieben ermöglicht. Damit kann, wegen des großen Wachstumsfaktors für Hyperschallfluggeräte, die Nutzlast stark gesteigert werden.

Claims (2)

1. Kombinationsantrieb für ein hyperschallschnelles Fluggerät, mit mindestens einem Staustrahltriebwerk oder mit mindestens einem Stau­ strahltriebwerk und mindestens einem Raketentriebwerk für den oberen Ge­ schwindigkeitsbereich (Über- bis Hyperschall) sowie mit mindestens einem weiteren, dem Staustrahltriebwerk strömungstechnisch parallelgeschalte­ ten Triebwerk, insbesondere einem Turboluftstrahltriebwerk, für den un­ teren Geschwindigkeitsbereich (bis Überschall) einschließlich der Start­ phase, dadurch gekennzeichnet, daß jedes Staustrahltriebwerk (2) ein­ laufseitig und düsenseitig je einen treibstoffdichten Verschluß (6, 7) aufweist, mit welchem sein Strömungskanal (8) sowohl freigegeben als auch versperrt und dadurch als Tank für zumindest eine Teilmenge einer für den unteren Geschwindigkeitsbereich vorgesehenen, in flüssigem Zu­ stand speicherbaren Treibstoffkomponente (10) benutzt werden kann, und daß im Strömungskanal (8) jedes Staustrahltriebwerkes (2) eine oder meh­ rere Vorrichtungen für das Befüllen (11) mit der Treibstoffkomponente (10) vor dem Start des Fluggerätes sowie eine oder mehrere Vorrichtungen zum vollständigen Absaugen (12) der im unteren Geschwindigkeitsbereich vor dem Zünden des oder der Staustrahltriebwerke (2) zu verbrauchenden Treibstoffkomponente vorhanden sind.

2. Kombinationsantrieb nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der einlaufseitige Verschluß jedes Staustrahltriebwerkes (2) als verschwenkbare Klappe (6) oder als Schieber, der düsenseitige Verschluß als verschwenkbare Klappe (7), als Schieber oder als ausstoßbarer Deckel ausgeführt sind, und daß die Vorrichtung zum Absaugen des Treibstoffes (Absaugvorrichtung 12) in die Flammhalteranordnung (13) jedes Stau­ strahltriebwerkes (2) integriert ist, wobei das Leitungssystem für die Treibstoffeinspritzung im Staustrahlbetrieb zumindest abschnittsweise auch für die Absaugung (Absaugvorrichtung 12) verwendbar ist.