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Die
Erfindung betrifft einen kombinierten Motor nach dem Oberbegriff
des Patentanspruchs 1. Dieser Motor integriert wenigstens eine Arbeitsweise als
Ejektor-Beschleuniger für
turbokomprimierte, gekühlte
oder verflüssigte
Luft, eine Arbeitsweise als Staustrahltriebwerk mit Verbrennung
bei Unterschallgeschwindigkeit und eine Arbeitsweise als Überschall-Staustrahltriebwerk
mit einer Verbrennung bei Überschallgeschwindigkeit.
Ein solcher kombinierter Motor läßt sich
bei einem sich mit Überschallgeschwindigkeit
bewegenden, aeroben Fahrzeug anwenden und gestattet es mit Hilfe
einer einzigen Stufe, ausgehend von einer Höhe Z = O, eine Geschwindigkeit
von Mach 15 und anschließend
ein Erdumlaufbahn zu erreichen.
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In
einem Aufsatz von Nobuhiro TANATSUGU, erschienen in SAE Technical
Paper Series, April 1990 unter dem Titel "Development Study on Expander Cycle
Air Turbo-Ramjet with intake Air Cooler for space Plane" wurde bereits ein
Ausführungsbeispiel eines
Motors vorgeschlagen, der die erste Stufe eines Fahrzeuges mit zwei
kombinierten Stufen bildet. Dieser Artikel beschreibt insbesondere
einen Motor in Gestalt einer Staustrahlturbine für gekühlte Luft, wobei in der Verbrennungskammer
ein Wärmetauscher
vorhanden ist. Ein solcher Motor zeigt nicht die Kombination wenigstens dreier
aufeinander folgender, verschiedener Arbeitsweisen, die innerhalb
eines Raumfahrzeuges mit einer einzigen Stufe integriert sind.
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Man
hat weiterhin bereits vorgeschlagen, in einem aeroben Raumfahrzeug
eine Kühlung
der eingefangenen Luft sicherzustellen, und zwar im Verlauf der
Beschleunigungsphase durch Wärmeaustausch mit
flüssigem
Wasserstoff.
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Die
DE 36 17 757 C1 offenbart
ein luftatmungsfähiges
Raketenantriebssystem, bei dem in der luftatmenden Antriebsphase
der in der Erdatmosphäre
enthaltene Sauerstoff als Oxidator und in der außenluftunabhängigen Antriebsphase
im Raumfahrzeug mitgeführter
Oxidator den Verbrennungsvorgang in der Brennkammer des Raketenantriebes ermöglicht.
Der durch Lufteinlaufklappen in das Raketenantriebssystem gelangende
Luftstrom durchläuft
einen Hauptverdichter und wird anschließend aufgeteilt, wobei der
größere Anteil über einen
regenerativen Vorkühler
direkt in eine Brennkammer gelangt, während der kleinere Anteil einer
Hochdruckverdichterstufe zugeleitet und von dort ebenfalls durch
den regenerativen Vorkühler
in einen Hochdruckgasgenerator gefördert wird, wo ein gasförmiger Brennstoff
mit dem eingespeisten Luft-Teilstrom verbrennt. Das vorverbrannte
brennstoffreiche Gas treibt eine Hauptturbine an, von der es in
die Brennkammer geleitet wird, wo es mit dem größeren, über den regenerativen Vorkühler direkt
eingespeisten Luft-Teilstrom verbrennt und in einer zur Brennkammer
gehörigen
Schubdüse
expandiert.
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Die
DE 40 16 897 C1 offenbart
ein Verfahren zur Gewinnung von flüssigem Sauerstoff aus aufgestauter
und gekühlter
Umgebungsluft in Fluggeräten, welche
sich mit hoher Geschwindigkeit in der Atmosphäre bewegen. Der gewonnene flüssige Sauerstoff kann
in einem Tank gespeichert oder direkt einem Triebwerk zugeführt werden.
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Die
DE 39 12 331 A1 offenbart
ein integriertes Turbo-Staustrahltriebwerk, das aus einem Gasturbinentriebwerk
mit Verdichter, Brennkammer und Turbine und einem parallel dazu
angeordneten Staustrahltriebwerk besteht, wobei beide Teiltriebwerke über Klappen
alternativ verschließbar
sind, so daß die
durch den Lufteinlaß einströmende Luft
entweder dem Gasturbinentriebwerk, dem Staustrahltriebwerk oder
beiden zuführbar
ist.
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Es
ist Aufgabe der Erfindung, einen kombinierten Motor zu verwirklichen,
dessen Aufbau optimiert ist und der eine vollständige Integration verschiedener
Betriebsweisen einschließt.
Dieser kombinierte Motor soll weiterhin einen geringen Platzbedarf
und ein geringes Gewicht haben.
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Die
Aufgabe wird durch einen kombinierten Motor gelöst mit integrierten Arbeitsweisen
als Ejektor für
turbokomprimierte, gekühlte
oder verflüssigte Luft,
als Staustrahltriebwerk und als Überschall-Staustrahltriebwerk,
der dadurch gekennzeichnet ist, daß er einen Hauptstrom umfaßt, der
einen Lufteinlaß,
welcher einen konvergierenden Teil und einen Hals umfaßt, eine
Hauptbrennkammer und eine Ausstoßdüse aufweist und ferner einen
Sekundärstrom
umfaßt,
der einen Einlaß aufweist,
welcher stromaufwärts
von dem Hals des Lufteinlasses des Hauptstromes gelegen ist und
bewegliche Klappen aufweist, die ihrerseits von Luftkühl- oder
Luftverflüssigungsleitungen überquert
werden und zur Regulierung der in den Sekundärstrom eintretenden Luftmenge
wahlweise in verschiedene Stellungen, einschließlich einer Stellung völligen Verschlusses,
verbringbar sind, wobei der Sekundärstrom folgende Elemente umfaßt: einen
Tieftemperaturkompressor, der die in den Einlaß des Sekundärstromes
eingeführte,
gekühlte
oder verflüssigte
Luft aufnimmt, eine Ejektorbrennkammer, die mit Brennstoff und mit
im Tieftemperaturkompressor komprimier ter, gekühlter oder verflüssigter
Luft gespeist wird, und eine dem Antrieb des Tieftemperaturkompressors
dienende Turbine, die mit Verbrennungsgasen gespeist ist, welche
ihrerseits in der Ejektorbrennkammer erzeugt und nach dem Verlassen
der Turbine über
einen Satz von Düsen
in die Hauptbrennkammer des Hauptstromes ausgestoßen werden,
so daß der
Motor nacheinander in folgenden Arbeitsweisen betreibbar ist: über den
Sekundärstrom
als Ejektor für
turbokomprimierte, gekühlte
oder verflüssigte
Luft, wobei die beweglichen Klappen in Offenstellung sind, über den Hauptstrom
als Staustrahltriebwerk mit Unterschallverbrennung, wobei sich die
beweglichen Klappen nacheinander zunächst in Offen- und danach in Schließstellung
befinden können,
und über
den Hauptstrom als Überschall-Staustrahltriebwerk
mit Überschallverbrennung,
wobei die beweglichen Klappen geschlossen sind.
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Die
Luftkühl-
oder Luftverflüssigungsleitungen,
welche den beweglichen Klappen zugeordnet sind, werden ausgehend
von einem Reservoir mit brennbarem Treibstoff gespeist, wobei der
brennbare Treibstoff, welcher die Kühlleitungen verläßt, während der
Arbeitsweise als Ejektor für
turbokomprimierte, gekühlte
oder verflüssigte
Luft der Speisung der Ejektorbrennkammer mit Brennstoff dient.
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Während der
Arbeitsweise als Staustrahltriebwerk mit Unterschallverbrennung
sind Mittel vorgesehen, um die beweglichen Klappen offen zu halten
und um in einem Zwischenreservoir gekühlte Luft, die über die
beweglichen Klappen in den Einlaß des Sekundärstroms
eingeführt
wird, zu verflüssigen
und zu speichern, wobei der brennbare Treibstoff, der die Kühlleitungen
verläßt, zur
Speisung der Hauptbrennkammer mit Brennstoff dient.
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Vorzugsweise
werden während
der Arbeitsweise als Ejektor für
turbokomprimierte, gekühlte oder
verflüssigte
Luft die in der Ejektorbrennkammer gebildeten Verbrennungsgase in
den Hauptstrom über
Düsen eingeführt, die
in zurückziehbaren
Zwischenplatten angeordnet sind, die während der Arbeitsweise als
Staustrahltriebwerk mit Überschallverbrennung
wenigstens teilweise zurückgezogen
sind.
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Ebenso
wird während
der Arbeitsweise als Staustrahltriebwerk mit Unterschallverbrennung
ein brennbarer Treibstoff in den Hauptstrom über in zurückziehbaren Zwischenplatten
angeordnete Düsen eingeführt, die
während
der Arbeitsphase als Staustrahltriebwerk mit Überschallverbrennung wenigstens
teilweise zurückgezogen
sind.
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Die
beweglichen Klappen sind stufenweise aufgebaut und in Strömungsrichtung
vor einem Hals des Lufteinlasses im Hauptstrom angeordnet.
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Die
Ejektorbrennkammer ist zwischen dem Tieftemperaturkompressor und
der Turbine angeordnet.
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Der
kombinierte Motor kann einen zusätzlichen
Wärmetauscher
umfassen, der im Sekundärstrom
in Strömungsrichtung
hinter den beweglichen Klappen angeordnet ist und Luftkühl- oder
Luftverflüssigungsleitungen
aufweist, die von einem brennbaren Treibstoff überquert werden.
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Vorzugsweise
sind die Kühlleitungen
des zusätzlichen
Wärmetauschers
ausgehend von brennbarem Treibstoff gespeist, der aus den Luftkühlleitungen
austritt, welche die beweglichen Klappen überqueren.
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Der
kombinierte Motor kann außerdem
wenigstens einen herkömmlichen
Raketenmotor umfassen, der ausgehend von Reservoiren mit flüssigen Treibstoffen
gespeist ist und einen sich erweiternden Düsenteil hat, der in den sich
erweiternden Teil der Ausstoßdüse des Hauptstromes
einmündet.
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Wahlweise
kann der kombinierte Motor ein mit flüssigem Sauerstoff beladenes
Reservoir umfassen, um während
der Arbeitsweise als Ejektor für
turbokomprimierte, gekühlte
oder verflüssigte
Luft eine zusätzliche
Sauerstoffmenge in die Ejektorbrennkammer, während der Arbeitsweise als Überschall-Staustrahltriebwerk
eine zusätzliche
Sauerstoffmenge in die Hauptbrennkammer und anderenfalls eine Sauerstoffmenge
in den herkömmlichen Motor
zu injizieren.
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Ferner
können
Mittel vorgesehen werden, um während
der Arbeitsweise als Überschall-Staustrahltriebwerk
brennbaren Treibstoff in die Hauptbrennkammer sowohl axial als auch
orthogonal zu injizieren.
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Beispielsweise
kann der kombinierte Motor als Ejektor für turbokomprimierte, gekühlte oder
verflüssigte
Luft zwischen den Geschwindigkeiten von Mach 0 und etwa Mach 2,
als Staustrahltriebwerk mit Unterschallverbrennung zwischen den
Geschwindigkeiten von etwa Mach 2 und Mach 6, als Überschall-Staustrahltriebwerk
zwischen den Geschwindigkeiten von etwa Mach 6 und Mach 15 und sonst als
Raketenmotor oberhalb einer Geschwindigkeit von Mach 15 arbeiten.
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Dank
der Anwesenheit eines Sekundärstromes
mit einem Vorbau und beweglichen Klappen, die während der aeroben Phase aktiv
durch den brennbaren Treibstoff gekühlt werden, der anschließend in den
Luftinjektoren oder im Hauptstrom verbrannt wird, erhält man gleichzeitig
eine Erhöhung
der eingefangenen Luftmenge, eine Reduzierung des äußeren Widerstandes
und eine Erhöhung
der Schubkraft.
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Aufgrund
der erzielten Kopplung zwischen den Organen, welche die Arbeitsweise
als Ejektor sicherstellen, und dem Hauptstrom, der für die Arbeitsweise
als Staustrahltriebwerk zur Verfügung
steht, sind der Platzbedarf und die Masse der Anordnung geringer
als bei vollständig
getrennten Einheiten.
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Weitere
Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der nachstehenden
Beschreibung bevorzugter Ausführungsformen,
die lediglich beispielsweise und ohne Beschränkung der Erfindung hierauf
angegeben werden, im Zusammenhang mit der beiliegenden Zeichnung.
Es zeigen:
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1 ein Blockschema mit der
Darstellung verschiedener Elemente, die im wesentlichen einen kombinierten
Motor gemäß der Erfindung
bilden, und
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2 eine schematische Ansicht
mit der Darstellung eines Einbaubeispieles für die verschiedenen Elemente,
die den kombinierten Motor gemäß der Erfindung
bilden.
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1 zeigt die allgemeine Anordnung
der Hauptelemente, welche einen kombinierten Motor gemäß der Erfindung
bilden, während 2 die Positionen der verschiedenen
Elemente, die den Motor bilden, mit Bezug aufeinander erkennen läßt.
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Der
kombinierte Motor gemäß der Erfindung, der
vollständig
integriert ist und eine einzige Hauptaustrittsschubdüse umfaßt, ermöglicht es,
mit einer einzigen Stufe vom Erdboden aus bis in eine Erdumlaufbahn
zu gelangen.
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Die
Betriebsweise des kombinierten Motors umfaßt eine erste Beschleunigungsphase,
die im Hinblick auf die erreichten Geschwindigkeiten zwischen Mach
0 und etwa Mach 6 liegt und sich selbst wiederum in zwei Arbeitsweisen
unterteilt:
- a) eine Arbeitsweise als Rakete
mit gekühlter
oder verflüssigter
Luft (auch Arbeitsweise als Ejektor für turbokomprimierte, gekühlte oder
flüssige
Luft genannt), die parallel mit einer Arbeitsweise als Staustrahltriebwerk
mit Unterschallverbrennung arbeitet, und zwar bei Geschwindigkeiten
zwischen Mach 0 und etwa Mach 2,5;
- b) eine Arbeitsweise als Staustrahltriebwerk mit reiner Unterschallverbrennung
bei Geschwindigkeiten zwischen etwa Mach 2,5 und Mach 6.
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An
die Beschleunigungsphase schließt
sich eine Arbeitsweise als Staustrahltriebwerk mit Überschallverbrennung
(oder Arbeitsweise als Überschall-Staustrahltriebwerk)
an, und zwar für
Geschwindigkeiten zwischen etwa Mach 6 und Mach 15.
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Eine
klassische oder herkömmliche
Raketenphase mit flüssigen
Treibstoffen (beispielsweise flüssigem
Sauerstoff und einem brennbaren Treibstoff) kann an die Stelle des Überschall-Staustrahltriebwerks
treten, und zwar im Geschwin digkeitsbereich oberhalb Mach 15 bis
zur Erdumlaufbahn über einen
herkömmlichen
Raketenmotor 300, der einem kombinierten Motor 100 zugeordnet
ist.
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Bei
Betrachtung der 1 und 2 erkennt man, daß der kombinierte
Motor im wesentlichen einen Hauptströmungsgang oder Hauptstrom 1,
der für die
Arbeitsweise als Staustrahltriebwerk mit Verbrennung bei Unterschallgeschwindigkeit
und für
die Arbeitsweise als Staustrahltriebwerk mit Verbrennung bei Überschallgeschwindigkeit
verwendet wird. Ferner umfaßt
der kombinierte Motor einen Sekundärströmungsgang oder Sekundärstrom 2,
der für
die Arbeitsweise als Ejektor für
turbokomprimierte, gekühlte
oder verflüssigte
Luft dient.
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Der
Hauptstrom 1 umfaßt
einen Lufteinlaß 110,
eine Hauptbrennkammer 120 und eine Ausstoßdüse 130.
Der innere Teil des Lufteinlasses 110 weist einen konvergierenden
Teil 111 auf, der in einem Hals 112 endet.
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Der
Sekundärstrom 2 liegt
außerhalb
des Hauptstromes 1 und weist einen Vorbau 181 auf,
der zusammen mit der Außenwand
des Lufteinlasses 110 einen Lufteinlaß 160 in den Sekundärstrom 2 bestimmt.
Ein Teil der Luft, welche im Hauptstrom 1 über den
konvergierenden Teil 111 des Lufteinlasses 110 aufgenommen
wird, wird über Öffnungen 113 in den
Sekundärstrom 2 eingeführt. Die Öffnungen 113 sind
im konvergierenden Teil 11 des Lufteinlasses 110 ausgespart
und können
ganz oder teilweise durch einen Satz 160 beweglicher Klappen 161 abgedichtet
werden, die ihrerseits um senkrecht zur Längsachse X'X der Hauptstromes 1 gerichtete
Achsen 162 schwenkbar sind. Die Klappen 161 werden über ein
auf der Zeichnung nicht dargestelltes Gestänge gesteu ert. Luftkühl- oder
Luftverflüssigungsleitungen 163,
die eine Gesamtheit von Rohren umfassen, sind den Klappen 161 zugeordnet,
um gleichzeitig die Klappen 161 und die Luft des Hauptstromes zu
kühlen,
die über
die Öffnungen 113 eingefangen wird,
um so den Sekundärstrom 2 zu
speisen. Die Kühlleitungen 163 werden
vorteilhafterweise ausgehend von einem Reservoir 140 über eine
Leitung 141 mit einem brennbaren Treibmittel versorgt.
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Das
brennbare Treibmittel, welches aus den Kühlleitungen 163 der
Anordnung 160 der beweglichen Klappen 161 stammt,
kann über
eine Leitung 145 in einen zusätzlichen Wärmetauscher 170 eingebracht
werden, der im Sekundärstrom 2 in
Strömungsrichtung
hinter den beweglichen Klappen 161 angeordnet ist, die
ihrerseits im Einlaß 180 des
Sekundärstromes 2 untergebracht
sind, um so die Luft, die in den Sekundärstrom eingeführt wird,
stärker
zu kühlen
oder sie zu verflüssigen,
bevor sie in einen Tieftemperaturkompressor 210 gelangt,
der seinerseits durch eine Turbine 230 angetrieben wird.
Diese Turbine 230 wird mit Verbrennungsgasen gespeist, die
in einer Ejektorbrennkammer 220 erzeugt werden, die ihrerseits
zwischen dem Kompressor 210 und der Turbine 230 liegt.
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Die
durch den Tieftemperaturkompressor 210 turbokomprimierte
Luft wird auf diese Weise auf sehr tiefe Temperatur abgekühlt oder
durch die Wärmetauscher 160, 170 verflüssigt, bevor
sie den Tieftemperaturkompressor 210 durchläuft.
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Die
eingefangene Luft kann außerdem
durch die Passage eines Abscheiders 190 angereichert werden,
der es gestattet, aus der Luft Stickstoffmoleküle abzuziehen, so daß sich Luft
mit einem größeren Sauerstoffanteil
ergibt. Der Separator 190 kann beispielsweise zwischen
den Wärmetauschern 160 und 170 angeordnet
werden.
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Die
Ejektorbrennkammer 220 wird mit brennbarem Treibmittel über eine
Leitung 149 gespeist, die von den Kühlleitungen 163 ausgeht,
sowie mit Luft, die durch den Tieftemperaturkompressor 210 gekühlt oder
verflüssigt
ist. Falls ein zusätzlicher
Wärmetauscher 170 Anwendung
findet, kann das aus diesem Wärmetauscher
stammende brennbare Treibmittel auch dazu dienen, die Ejektorbrennkammer 220 über die
Leitungen 146 und 147 zu speisen.
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Bei
Bedarf kann auch flüssiger
Sauerstoff aus einem Reservoir 152 über eine Rohrleitung 155 in
die Ejektorbrennkammer 220 eingeleitet werden.
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Die
aus der Turbine 230 austretenden Gase gelangen über eine
Leitung 231 in eine Pufferkammer 243 und werden über einen
Satz 240 von Düsen 242 in
die Hauptbrennkammer des Hauptstromes 1 ausgestoßen.
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Die
Pufferkammer 243 kann außerdem mit brennbarem Treibmittel
gespeist werden, und zwar entweder direkt ausgehend vom Reservoir 140 über die
Rohrleitung 142 oder über
die Rohrleitung 148 ausgehend von den Kühlleitungen 163 und
dem zusätzlichen
Wärmetauscher 170.
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Die
Gase oder das brennbare Treibmittel, die in die Pufferkammer 243 eingeleitet
werden, werden in die Hauptbrennkammer 120 des Hauptstromes ausgestoßen, der
seinerseits über
den Lufteinlaß mit Luft
versorgt wird. Der Ausstoß erfolgt über den
Satz 240 der Düsen 242.
Der Düsen satz
ist vorzugsweise auf zurückziehbaren
Zwischenplatten 241 montiert, die es ermöglichen,
daß die
Düsen 242 entweder vollständig oder
nur teilweise in den Hauptstrom 1 austreten oder vollständig in
den Raum zurückgezogen
sind, der von der Pufferkammer 243 gebildet wird.
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Eine
kleine unabhängige
Düse 250,
die über die
Rohrleitung 143 mit brennbarem Treibmittel gespeist wird,
gestattet die axiale Injektion von brennbarem Treibmittel in Höhe der Hauptbrennkammer 120 am
Anfang des divergierenden Teils der Düse 130, und zwar unabhängig von
oder in Kombination mit dem Satz 240 der einziehbaren Düsen 242,
je nach der gerade vorliegenden Arbeitsphase des Motors.
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Es
ist natürlich
möglich,
mehrere Ejektoren vorzusehen, die über mehrere Sekundärströme 2 gespeist
werden, wobei die letzteren über
und mit einem oder mehreren Hauptströmen ausgerichtet sind. In diesem
Falle können
die verschiedenen Ejektoren, welche insbesondere einen Turbokompressor 210, 230 und
eine Ejektorbrennkammer 220 umfassen, identische Aufbauten
und Funktionsweisen derart haben, daß es ausreicht, im folgenden
lediglich auf einen einzigen Ejektor Bezug zu nehmen.
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Ein
herkömmlicher
Raketenmotor 300 kann wahlweise dem kombinierten Motor
gemäß der Erfindung
zugefügt
werden. Der Raketenmotor 300 umfaßt eine Brennkammer 310 und
eine Düse
mit einem Schallgeschwindigkeitshals 320 sowie einen divergierenden
Abschnitt 330, der in einen rückwärtigen Körper des Fahrzeuges integriert
ist und in den divergierenden Teil der Hauptdüse 130 ausmündet. Der Raketenmotor 300 wird
ausgehend vom Reservoir 140 über die Rohrleitung 144 mit
brennbarem Treibmittel gespeist, sowie ausgehend von der Gruppe
der Reservoire 150 mit flüssigem Stickstoff. Die Gruppe der
Reservoire 150 kann ein Reservoir 151 umfassen,
welches der Aufnahme der flüssigen
Luft dient, die in dem Sekundärstrom 2 nach
Passieren des Wärmetauschers 160 gebildet
wird, der seinerseits die gekühlten
Klappen 161 und den zusätzlichen Wärmetauscher 170 umfaßt, sowie
ein Reservoir 152, welches flüssigen Sauerstoff enthält, der
beim Start eingelagert wird. Der flüssige Sauerstoff wird in den
Injektor der Brennkammer 310 des Raketenmotors 300 eingebracht,
und zwar ausgehend von den Reservoiren 151 und 152 über Rohrleitungen 153 und 154.
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Das
brennbare Treibmittel kann beispielsweise flüssiger Wasserstoff oder ein
Wasserstoffschlamm sein, der auch als Wasserstoff-"slush" bezeichnet wird.
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Nachstehend
wird die Arbeitsweise des kombinierten Motors gemäß der Erfindung
in seinen verschiedenen Arbeitsphasen beschrieben.
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Bei
der Arbeitsweise als Beschleuniger sind während einer ersten Phase die
beweglichen Klappen 161 des Sekundärstroms 2 in Offenstellung (Mach
0 bis etwa Mach 2,5). Ein Teil der im Lufteinlaß 110 eingefangenen
Luft gelangt somit in den Sekundärstrom 2.
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Die
Hauptwärmetauscher 163,
die in den beweglichen Klappen 161 angeordnet sind, kühlen diese
Luftmenge ab. Falls erforderlich, wird ein zusätzlicher Wärmetauscher 170 in
den Sekundärstrom 2 integriert,
um die Temperatur der eingefangenen Luft auf das erforderliche Niveau
abzusenken oder eine Luftverflüssigung
zu bewirken.
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Die
auf diese Weise gekühlte
oder verflüssigte
Luft wird anschließend
im Tieftemperaturkompressor 210 komprimiert und in die
Brennkammer 220 des Ejektors injiziert, wo sie zusammen
mit brennbarem Treibstoff verbrannt wird, der dazu gedient hat, sie
in den Wärmetauschern 160, 170 zu
kühlen
oder zu verflüssigen.
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Wie
bereits weiter oben angegeben, kann eine Sauerstoffmenge auch in
die Kammer 220 über die
Rohrleitung 155 injiziert und zusammen mit Luft und brennbarem
Treibmittel verbrannt werden, um ein eventuelles Schubdelta zu gewinnen.
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Die
Verbrennungsgase werden anschließend in der Turbine 230 teilweise
entspannt, die den Tieftemperaturkompressor 210 in einem
Expansionstypzyklus antreibt. Anschließend werden diese Gase in den
Hauptstrom 1 ausgestoßen
(Staustrahltriebwerkstrom), und zwar durch die Düsen 242, die in den
zurückziehbaren
Zwischenplatten 241 angeordnet sind.
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Die
durch den Hauptstrom 1 eingefangene Luftmenge wird in der
Hauptbrennkammer 120 des Staustrahltriebwerks zusammen
mit den Gasen verbrannt, die von dem Ejektor des Sekundärstroms 2 herkommen,
und im übrigen
mit einem Anteil an brennbarem Treibmittel.
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In
der Nähe
von Mach 2,5 wird der Ejektor des Sekundärstroms 2 für gekühlte oder
verflüssigte Luft
gelöscht,
und die Ejektorbrennkammer 220, die nicht mehr mit Treibstoff
versorgt wird, und der Beschleuniger befinden sich in der Arbeitsphase
des Staustrahltriebwerks mit Unterschallverbrennung.
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Zwei
Optionen sind nunmehr möglich.
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Im
ersten Fall werden die beweglichen Klappen 161 geschlossen
und die im Lufteinlaß 110 eingefangene
Luft wird vollständig
mit brennbarem Treibmittel verbrannt, welches mit Hilfe der auf
den zurückziehbaren
Zwischenplatten 241 angeordneten Düsen 242 injiziert
wird.
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Im
zweiten Fall bleiben die beweglichen Klappen 161 während der
Arbeitsweise als Staustrahltriebwerk mit Unterschallverbrennung
geöffnet.
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Die
im Sekundärstrom 2 eingefangene
Luftmenge wird alsdann abgekühlt
und verflüssigt,
so daß sie
in einem Zwischenreservoir 151 gespeichert werden kann.
Sie dient als Oxydationsmittel bei der reinen Raketenbetriebsweise
im Raketenmotor 300.
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Der
Rest der im Lufteinlaß 110 eingefangenen
Luft wird seinerseits im Hauptstrom zusammen mit dem brennbaren
Treibmittel verbrannt, welches der Verflüssigung der Luft des Sekundärstromes 2 gedient
hat und über
die in den zurückziehbaren
Zwischenplatten 241 angeordneten Düsen 242 injiziert wurde.
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In
beiden Fällen
setzt sich die Betriebsweise als Staustrahltriebwerk mit Unterschallverbrennung bis
in die Nähe
von etwa Mach 6 fort. Ausgehend von etwa Mach 6 geht die Betriebsweise
in diejenige eines Staustrahltriebwerks mit Verbrennung bei Überschallgeschwindigkeit über (sogenanntes "Überschall-Staustrahltriebwerk"). Falls die beweglichen Klappen 161 geöffnet geblieben
sind, gelangen sie nunmehr in den Schließzustand.
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Zur
Erleichterung des Beginns der Betriebsweise als Überschall-Staustrahltriebwerk
kann eine Zündflamme
benutzt werden, die durch folgende Hilfsmittel erhalten werden kann:
- – Ausstoß einer
vorverbrannten Mischung aus brennbarem Treibmittel und H2O mit Hilfe von Einspritzeinrichtungen.
Die Einspritzung wird mit Hilfe kleiner Raketenmotoren realisiert.
Die hohe Temperatur der injizierten Gase (> 1000° K)
und die Anwesenheit von Radikalen (OH) gestatten es, die Verbrennung
von Luft/brennbares Treibmittel einzuleiten.
Dieses Verfahren
erfordert dennoch die Bereitstellung von Sauerstoff (Reservoir 152),
wobei dieser Sauerstoff auch für
ein Funktionieren des Motors während
der Arbeitsweise als Raketenmotor am Ende des Raumfluges dient.
- – Thermische
Selbstentzündung
einer brennbaren Mischung. Diese hängt im wesentlichen von der
Temperatur und dem Druck der Mischung sowie von deren Anreicherung
ab. Eine Mischung brennbares Treibmittel/Luft entzündet sich
spontan, wenn es möglich
ist, sie lokal auf ihrer thermischen Selbstentzündungstemperatur zu halten. Diese
Temperatur ist im allgemeinen stromabwärts einer Stoßwelle leicht
zu erreichen. Der Nachteil dieses Vorgehens liegt im vollständigen Druckverlust,
wie er durch die Stoßwelle
erzeugt wird. Um einen beschränkten
Einfluß auf
die Leistungsdaten zu haben, muß diese
Bildung einer Stoßwelle
lokal sein und kann durch einen Mach-Effekt über eine Mach-Scheibe realisiert werden,
die auf das Ausströmen
der Luft eine starke Verzögerung
wenigstens in einer mittleren Zone erzeugt.
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Die
Temperatur und der Druck der Ausströmung sind alsdann ausreichend
hoch, um die Verbrennung lokal zu stabilisieren.
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Die
reaktive Zone spielt die Rolle einer Zündflamme für den Rest der Ausströmung.
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Da
die Temperaturabschaltung an den Zwischenplatten 241 für deren
Haltbarkeit prohibitiv wird, zieht man sie teilweise zurück, wobei
jedoch ein Wandinjektionspunkt für
brennbares Treibmittel aufrechterhalten bleibt.
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Dieser
Injektionspunkt gestattet es, eine stabile Überschallverbrennung zu erhalten,
unabhängig davon,
wie die Ausströmgeschwindigkeit
ist, insbesondere bei hoher Machzahl.
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Die
Arbeitsphase als Staustrahltriebwerk mit Überschallverbrennung setzt
sich bis in die Nähe
von Mach 15 fort.
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Die
Luftmenge wächst
mit der Machzahl des Fluges. Bei Iso-Anreicherung wächst daher die Menge an brennbarem
Treibmittel mit der Machzahl des Fluges. Bei kleiner Machzahl des
Fluges liegt die Anreicherung der Mischung in der Nähe von 1,
und es kann die Gesamtmenge an injiziertem brennbaren Treibmittel
verbrannt werden. Eine bessere Wirksamkeit der Verbrennung wird
durch orthogonale Einspritzung erhalten (was die Qualität des Gemisches verbessert).
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Hingegen
wird bei hoher Machzahl lediglich ein Teil des injizierten brennbaren
Treibmittels verbrannt. Der Rest nimmt an den Verbrennungserscheinungen
nicht teil und verhält
sich wie eine Art Trägheit.
Da die Temperatur am Einlaß der
Brennkammer hoch ist, treten zahlreiche Dissozia tionsphänomene (endothermische
Reaktionen) innerhalb des Ausströmens
im Verlauf der Verbrennung auf.
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Da
die mittlere Gasgeschwindigkeit innerhalb der Brennkammer hoch ist,
ist die Aufenthaltszeit gering. Hieraus ergibt sich eine Verminderung der
Wirksamkeit der Verbrennung.
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Unter
diesen Umständen
ist die orthogonale Einspritzung, die es ermöglicht, gute Mischungs- und Verbrennungsverhältnisse
zu erhalten, nicht mehr notwendig. Die axiale Einspritzung gibt
dann die Möglichkeit,
die axiale Einspritz-Dynalpie des brennbaren Treibmittels auszunutzen.
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Es
ist dennoch festzustellen, daß ein
Teil des brennbaren Treibmittels orthogonal eingespritzt werden
kann (stöchiometrische
Menge), der Rest wird axial injiziert.
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Ab
Mach 15 setzt die immer noch vorliegende Arbeitsweise als Staustrahltriebwerk
mit Überschallverbrennung
den Schub fort und schiebt das Fahrzeug bis in die Erdumlaufbahn.
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Eine
andere Möglichkeit
kann in der Einspritzung von Sauerstoff während des Endes der aeroben Phase
bestehen.
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Diese
Sauerstoffinjizierung, die vom Reservoir 152 herstammt,
gestattet es, sich von der Anwesenheit eines Raketenmotors zu befreien,
der eventuell am Ende des Fluges erforderlich wäre. Diese Injektion gestattet
das Funktionieren des aeroben Motors in Schichten der Atmosphäre, die
eine sehr kleine Dichte haben.
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Auf
der anderen Weise gestattet es der gespeicherte kalte Sauerstoff
(91° K),
die zugeführte Luft
zu kühlen.
Die Verbrennungstemperatur ist daher weniger hoch, die Dissoziationsphänomene sind weniger
erheblich und die Wirksamkeit der Verbrennung wächst.
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Falls
es sich dennoch als notwendig erweist, benutzt man für das Ende
der Flugbahn von Mach 15 bis in den Erdumlauf einen herkömmlichen
Raketenmotor LOX/brennbares Treibmittel.
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Während der
gesamten aeroben Phase werden der Vorbau und der Lufteinlaß (Satz 160 der Klappen 161)
aktiv gekühlt,
und zwar unter Verwendung des brennbaren Treibmittels, welches anschließend entweder
in der Luftejektorbrennkammer 220 oder im Hauptstrom 1 verbrannt
wird.
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Diese
Abkühlung
ermöglicht
eine Erhöhung der
eingefangenen Luftmenge, eine Reduzierung des äußeren Widerstandes durch Verringerung
der Dicke der Grenzschicht und eine Verzögerung des Überganges laminar-turbulent,
eine Erhöhung
der Gesamtenthalpie des brennbaren Treibmittels, was es durch eine
entsprechende Entspannung gestattet, die Bewegungsgröße des brennbaren
Treibmittels beim Injizieren und damit die Schubkraft zu erhöhen.