DE10109509A1 - Verfahren und Vorrichtung zum Positionieren von Satelliten in eine niedrige Erdumlaufbahn - Google Patents

Verfahren und Vorrichtung zum Positionieren von Satelliten in eine niedrige Erdumlaufbahn

Info

Publication number
DE10109509A1
DE10109509A1 DE10109509A DE10109509A DE10109509A1 DE 10109509 A1 DE10109509 A1 DE 10109509A1 DE 10109509 A DE10109509 A DE 10109509A DE 10109509 A DE10109509 A DE 10109509A DE 10109509 A1 DE10109509 A1 DE 10109509A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
liquid
aircraft
air
compressed air
oxygen
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
DE10109509A
Other languages
English (en)
Inventor
Jason Andrews
Dana Andrews
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Andrews Space & Technology Inc
Original Assignee
Andrews Space & Technology Inc
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Andrews Space & Technology Inc filed Critical Andrews Space & Technology Inc
Publication of DE10109509A1 publication Critical patent/DE10109509A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/74—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant
    • F02K9/78—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant with an air-breathing jet-propulsion plant
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D5/00—Aircraft transported by aircraft, e.g. for release or reberthing during flight
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/002—Launch systems
    • B64G1/005—Air launch
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/14—Space shuttles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/4005—Air-breathing propulsion
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F25—REFRIGERATION OR COOLING; COMBINED HEATING AND REFRIGERATION SYSTEMS; HEAT PUMP SYSTEMS; MANUFACTURE OR STORAGE OF ICE; LIQUEFACTION SOLIDIFICATION OF GASES
    • F25J—LIQUEFACTION, SOLIDIFICATION OR SEPARATION OF GASES OR GASEOUS OR LIQUEFIED GASEOUS MIXTURES BY PRESSURE AND COLD TREATMENT OR BY BRINGING THEM INTO THE SUPERCRITICAL STATE
    • F25J3/00—Processes or apparatus for separating the constituents of gaseous or liquefied gaseous mixtures involving the use of liquefaction or solidification
    • F25J3/02—Processes or apparatus for separating the constituents of gaseous or liquefied gaseous mixtures involving the use of liquefaction or solidification by rectification, i.e. by continuous interchange of heat and material between a vapour stream and a liquid stream
    • F25J3/04—Processes or apparatus for separating the constituents of gaseous or liquefied gaseous mixtures involving the use of liquefaction or solidification by rectification, i.e. by continuous interchange of heat and material between a vapour stream and a liquid stream for air
    • F25J3/04006—Providing pressurised feed air or process streams within or from the air fractionation unit
    • F25J3/04078—Providing pressurised feed air or process streams within or from the air fractionation unit providing pressurized products by liquid compression and vaporisation with cold recovery, i.e. so-called internal compression
    • F25J3/04084—Providing pressurised feed air or process streams within or from the air fractionation unit providing pressurized products by liquid compression and vaporisation with cold recovery, i.e. so-called internal compression of nitrogen
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F25—REFRIGERATION OR COOLING; COMBINED HEATING AND REFRIGERATION SYSTEMS; HEAT PUMP SYSTEMS; MANUFACTURE OR STORAGE OF ICE; LIQUEFACTION SOLIDIFICATION OF GASES
    • F25J—LIQUEFACTION, SOLIDIFICATION OR SEPARATION OF GASES OR GASEOUS OR LIQUEFIED GASEOUS MIXTURES BY PRESSURE AND COLD TREATMENT OR BY BRINGING THEM INTO THE SUPERCRITICAL STATE
    • F25J3/00—Processes or apparatus for separating the constituents of gaseous or liquefied gaseous mixtures involving the use of liquefaction or solidification
    • F25J3/02—Processes or apparatus for separating the constituents of gaseous or liquefied gaseous mixtures involving the use of liquefaction or solidification by rectification, i.e. by continuous interchange of heat and material between a vapour stream and a liquid stream
    • F25J3/04—Processes or apparatus for separating the constituents of gaseous or liquefied gaseous mixtures involving the use of liquefaction or solidification by rectification, i.e. by continuous interchange of heat and material between a vapour stream and a liquid stream for air
    • F25J3/04248—Generation of cold for compensating heat leaks or liquid production, e.g. by Joule-Thompson expansion
    • F25J3/04254—Generation of cold for compensating heat leaks or liquid production, e.g. by Joule-Thompson expansion using the cold stored in external cryogenic fluids
    • F25J3/0426—The cryogenic component does not participate in the fractionation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F25—REFRIGERATION OR COOLING; COMBINED HEATING AND REFRIGERATION SYSTEMS; HEAT PUMP SYSTEMS; MANUFACTURE OR STORAGE OF ICE; LIQUEFACTION SOLIDIFICATION OF GASES
    • F25J—LIQUEFACTION, SOLIDIFICATION OR SEPARATION OF GASES OR GASEOUS OR LIQUEFIED GASEOUS MIXTURES BY PRESSURE AND COLD TREATMENT OR BY BRINGING THEM INTO THE SUPERCRITICAL STATE
    • F25J3/00—Processes or apparatus for separating the constituents of gaseous or liquefied gaseous mixtures involving the use of liquefaction or solidification
    • F25J3/02—Processes or apparatus for separating the constituents of gaseous or liquefied gaseous mixtures involving the use of liquefaction or solidification by rectification, i.e. by continuous interchange of heat and material between a vapour stream and a liquid stream
    • F25J3/04—Processes or apparatus for separating the constituents of gaseous or liquefied gaseous mixtures involving the use of liquefaction or solidification by rectification, i.e. by continuous interchange of heat and material between a vapour stream and a liquid stream for air
    • F25J3/04763—Start-up or control of the process; Details of the apparatus used
    • F25J3/04866—Construction and layout of air fractionation equipments, e.g. valves, machines
    • F25J3/04975—Construction and layout of air fractionation equipments, e.g. valves, machines adapted for special use of the air fractionation unit, e.g. transportable devices by truck or small scale use
    • F25J3/04993—Construction and layout of air fractionation equipments, e.g. valves, machines adapted for special use of the air fractionation unit, e.g. transportable devices by truck or small scale use for space applications, e.g. for rocket use
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/401—Liquid propellant rocket engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F25—REFRIGERATION OR COOLING; COMBINED HEATING AND REFRIGERATION SYSTEMS; HEAT PUMP SYSTEMS; MANUFACTURE OR STORAGE OF ICE; LIQUEFACTION SOLIDIFICATION OF GASES
    • F25J—LIQUEFACTION, SOLIDIFICATION OR SEPARATION OF GASES OR GASEOUS OR LIQUEFIED GASEOUS MIXTURES BY PRESSURE AND COLD TREATMENT OR BY BRINGING THEM INTO THE SUPERCRITICAL STATE
    • F25J2215/00—Processes characterised by the type or other details of the product stream
    • F25J2215/50—Oxygen or special cases, e.g. isotope-mixtures or low purity O2
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F25—REFRIGERATION OR COOLING; COMBINED HEATING AND REFRIGERATION SYSTEMS; HEAT PUMP SYSTEMS; MANUFACTURE OR STORAGE OF ICE; LIQUEFACTION SOLIDIFICATION OF GASES
    • F25J—LIQUEFACTION, SOLIDIFICATION OR SEPARATION OF GASES OR GASEOUS OR LIQUEFIED GASEOUS MIXTURES BY PRESSURE AND COLD TREATMENT OR BY BRINGING THEM INTO THE SUPERCRITICAL STATE
    • F25J2270/00—Refrigeration techniques used
    • F25J2270/14—External refrigeration with work-producing gas expansion loop
    • F25J2270/16—External refrigeration with work-producing gas expansion loop with mutliple gas expansion loops of the same refrigerant

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Separation By Low-Temperature Treatments (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

Ein Verfahren zum Einbringen von Satelliten in eine niedrige Umlaufbahn, was ein Raumschiff verwendet, das mindestens ein Mantelstromtriebwerk enthält, einen Raketenmotor und eine Nutzlast, und umfassend die Schritte eines Startens des Raumschiffes unter Verwendung des Mantelstromtriebwerks, Fliegen des Raumschiffes zu einem vorgegebenen Ort zu einem vorgegebenen Zeitpunkt, Fliegen des Raumschiffes auf eine vorgegebenen Höhe mit Unterschallgeschwindigkeit, Erzeugen von flüssigem Sauerstoff aus Umgebungsluft, Speichern des flüssigen Sauerstoffs in einem Oxidationsmitteltank und Verwenden des flüssigen Sauerstoffs als ein Oxidationsmittel, um einen Treibstoff für den Raketenmotor zu verbrennen, wobei der Raketenmotor einen Schub für ein Einbringen der Nutzlast in eine Erdumlaufbahn bereitstellt.

Description

HINTERGRUND DER ERFINDUNG 1. Gebiet der Erfindung
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Erzeugen von flüssigen Elementen aus Umgebungsluft, z. B. in dem Bereich von Luftfahrzeugen, zur Verwendung bei einer Luftverflüssigung, um ein Raketenoxidationsmittel bereitzustellen, um wieder verwendbar Satelliten in eine niedrige Erdumlaufbahn zu bringen.
2. Stand der Technik
Es ist im Stand der Technik bekannt, dass Raketen zum Starten von Raumfahrzeugen und zum Einbringen von Satelliten in eine Erdumlaufbahn verwendet werden können. Eine der geläufigsten Form von Raketen ist die "Flüssigtreibstoff"-Rakete. In düsen- und raketengetriebenen Motoren mischt sich ein Treibstoff mit einem Oxidationsmittel und verbrennt, um heiße Gase zu erzeugen, die den Motor über eine Düse verlassen, um einen Vorschub zu erzeugen. Der gesamte Treibstoff muss sich mit einem Oxidationsmittel verbinden, um zu verbrennen. Auf Meereshöhe wird kein separates Oxidationsmittel benötigt, da umgebende Luft als Oxidationsmittel dienen kann. Auf großen Höhen (und im Raum) wird die Luft jedoch dünner, und es gibt kein sofortig zur Verfügung stehendes Oxidationsmittel, das es dem Treibstoff erlaubt, zu verbrennen. Es ist daher notwendig, dass ein Raumschiff eigenes Oxidationsmittel mitführt.
Eine gewöhnliche Treibstoffform ist flüssiger Wasserstoff (als LH2 bezeichnet) und ein gewöhnliches Oxidationsmittel ist flüssiger Sauerstoff (LOX). Sowohl LH2 und LOX müssen auf sehr niedrige Temperaturen gekühlt werden, um ihren flüssigen Zustand aufrechtzuerhalten. LOX wird typischerweise durch zuerst Komprimieren von Luft und dann Herabkühlen davon auf sehr niedrige Temperatur erzeugt, normalerweise -300°F. Dieses unterkühlte Gas wird dann in eine Flüssigkeit kondensiert. Da Luft nicht reiner Sauerstoff ist, sondern andere Elemente enthält, wird das LOX aus der flüssigen Luft unter Verwendung von verschiedenen bekannten Verfahren abgetrennt.
Einer der Nachteile der Flüssigtreibstoffrakete ist es, dass eine große Masse von Oxidationsmittel mitgeführt werden muss, um ein Verbrennen des Treibstoffs zu ermöglichen. In einer LOX-LH2-Rakete ist das Verhältnis von Oxidationsmittel zu Treibstoff normalerweise 6 : 1. Somit führt eine typische Rakete 35 Pfund von Oxidationsmittel für jedes Pfund Nutzlast mit. Das Extra-Gewicht des LOX stellt die größte Belastung bei einem Start dar, wenn das Gesamtgewicht des Fahrzeugs am größten ist. Das zusätzliche LOX gibt auch die Größe vom größten Teil der Struktur und der Antriebssysteme vor. Falls das Gewicht des Oxidationsmittels vor einem Abheben reduziert werden könnte, würde dies die Größe des Systems stark reduzieren und die Gesamteffizienz des Raumschiffbetriebs erhöhen.
Im Stand der Technik wurde vorgeschlagen, dass ein Raumschiff LOX Umgebungsluft herstellen könnte, wenn das Vehikel fliegt. Dieser Systemtyp wäre sehr vorteilhaft, da es einem Raumschiff erlauben würde, ohne eine anfängliche Last an Oxidationsmittel zu fliegen. Solche Systeme haben sich jedoch nicht als brauchbar erwiesen, da sie zu schwer und zu ineffizient waren. Die Hauptbeschränkung der bekannten Systeme war, dass das Gewicht der Maschinerie für ein Komprimieren und Kühlen der Umgebungsluft zu groß war, um es dem Raumschiff zu erlauben, in eine Erdumlaufbahn zu gelangen. Andere bekannte Systeme schlugen ein Gerät vor, das bei Überschallgeschwindigkeiten fliegt, um an einem Einlass eintretende Luft zu komprimieren. Überschallflug hat jedoch viele Nachteile. Darunter ist es die Tatsache, dass Überschallflug Schockwellen erzeugt, die die Eigenschaften der eintretenden Umgebungsluft stören. Dieses macht es viel schwieriger, die Luft zu kühlen und LOX zu erzeugen.
Die vorliegende Erfindung umgeht diese Beschränkungen des Standes der Technik, indem ein Verfahren und eine Vorrichtung bereitgestellt wird, die es einem Raumschiff erlaubt, ohne einer Anfangslast von Oxidationsmitteln zu starten. Nach einem Start fliegt das Raumschiff auf einer vorgegebenen Höhe auf Unterschallgeschwindigkeit. Das Raumschiff führt einen An-Board-Flüssigsauerstoffgenerator mit. Der Flüssigwasserstoff-Treibstoff für den Raketenmotor ist in einem internen Tank gespeichert. Der LOX-Generator verwendet den Flüssigwasserstofftreibstoff, um eintretende Luft zu kühlen und um den gasförmigen Sauerstoff zu verflüssigen. Flüssiger Wasserstoff weist eine enorme Hitzekapazität auf, um die eintretende Luft zu kühlen. Der Flüssigsauerstoff wird dann in einem Tank gespeichert, bis er gebraucht wird, um als ein Oxidationsmittel in dem Raketenmotor zu dienen.
Zusammenfassung der Erfindung
Ein Verfahren zum Erzeugen von flüssigen Elementen aus Umgebungsluft, wobei das Verfahren ein Luftfahrzeug verwendet, und wobei dieses Luftfahrzeug mindestens ein Mantelstromtriebwerk aufweist, umfasst die Schritte: Fliegen des Luftfahrzeugs auf einer vorgegebenen Höhe mit Unterschallgeschwindigkeit; Erzeugen von flüssigen Elementen aus Umgebungsluft, wobei die flüssigen Elemente aus flüssigem Sauerstoff und/oder flüssigem Stickstoff bestehen; Trennen der flüssigen Elemente; und Speichern jedes flüssigen Elements separat in einem Tank in dem Luftfahrzeug.
Vorteilhafterweise kann das Luftfahrzeug ein Raumfahrzeug sein.
Weiter kann das Verfahren die Schritte umfassen: Erzeugen von flüssigem Stickstoff aus Umgebungsluft, und Speichern des flüssigen Stickstoffs in einem Tank in dem Raumfahrzeug.
Der Erzeugungsschritt kann die Schritte umfassen: Abziehen von komprimierter Luft flussabwärts von einem Kompressor des Mantelstromtriebwerks; Kühlen und Verflüssigen der komprimierten Luft unter Verwendung eines oder mehrerer Arten von Kühlmitteln aus der Gruppe bestehend aus flüssigem Wasserstoff, flüssigem Sauerstoff und flüssigem Stickstoff, wobei jede Art von dem in dem Verfahren verwendeten Kühlmittel in einem Tank in dem Raumfahrzeug gespeichert ist; und abtrennen des flüssigen Sauerstoffs von der verflüssigten, komprimierten Luft.
Der Erzeugungsschritt kann weiter die Schritte umfassen:
Abziehen komprimierter Luft flussabwärts von einem Kompressor des Mantelstromtriebwerks; Kühlen und Verflüssigen der komprimierten Luft unter Verwendung eines Wärmetauschers und mindestens eines flüssigen Elements aus der Gruppe bestehend aus flüssigem Wasserstoff, flüssigem Sauerstoff und flüssigem Stickstoff, wobei jedes Element separat in einem Tank in dem Luftfahrzeug gespeichert ist; und abtrennen mindestens eines der flüssigen Elemente aus der Gruppe bestehend aus flüssigem Sauerstoff und flüssigem Stickstoff von der verflüssigten, komprimierten Luft.
Ein Verfahren zum Erzeugen eines Oxidationsmittels umfasst die Schritte: Fliegen eines Luftfahrzeugs mit Ultraschallgeschwindigkeit; Abziehen von Luft flussabwärts von einer Kompressorstufe eines Mantelstromtriebwerks an dem Luftfahrzeug und Aufnehmen der komprimierten Luft in das Luftfahrzeug; Hindurchführen der komprimierten Luft durch einen Wärmetauscher, was ein ausreichendes Abkühlen für eine Verflüssigung bewirkt; und Abtrennen von flüssigem Sauerstoff (LOX) von der verflüssigten Luft.
Ein Verfahren zum Erzeugen eines Kühlmittels umfasst die Schritte: Fliegen eines Luftfahrzeugs mit Unterschallgeschwindigkeit; Aufnehmen von Umgebungsluft in das Luftfahrzeug; Kühlen der Luft in ausreichendem Maße, um eine Verflüssigung zu bewirken; und Abtrennen eines oder mehrerer flüssiger Elemente von der Gruppe bestehend aus Sauerstoff (LOX) und flüssigem Stickstoff (LN) von der verflüssigten Luft.
Eine Vorrichtung zum Erzeugen einer oder mehrerer flüssiger Elemente aus der Gruppe bestehend aus Sauerstoff (LOX) und flüssigem Stickstoff (LN) in einem im Betrieb befindlichen Luftfahrzeug einschließlich mindestens eines Mantelstromtriebwerks und eines oder mehrerer Speichertanks, von denen einer verflüssigtes Wasserstoffgas (LH2) enthält, umfasst: ein Extraktionsventil, das flussabwärts von einer Kompressorstufe des Mantelstromtriebwerks angeordnet ist, wobei das Extraktionsventil einen Strom komprimierter Luft bereitstellt; einen Wärmetauscher, der LH2 verwendet, in Fließkommunikation mit dem Extraktionsventil; und einen Speichertank in Fluidkommunikation mit dem Wärmetauscher.
Vorteilhafterweise kann der Wärmetauscher eine Vielzahl von Führungen enthalten, die dem komprimierten Luftstrom in der Nähe einer Außenhaut des Luftfahrzeugs führen, wodurch der Strom komprimierter Luft gekühlt wird.
Die vorliegende Erfindung betrifft auch ein Verfahren zum Einbringen von Satelliten in eine niedrige Erdumlaufbahn. Das Verfahren der vorliegenden Erfindung kann mit einem Raumschiff verwendet werden, das Mantelstromtriebwerke und einen Raketenmotor enthält. Das Raumschiff führt eine Nutzlast, die in eine Erdumlaufbahn einzubringen ist. Im Verfahren der vorliegenden Erfindung werden die folgenden Schritte verwendet. Das Raumschiff hebt von einer Startbahn wie ein gewöhnliches Luftfahrzeug ab. Beim Start verwendet das Raumschiff die Mantelstromtriebwerke für einen Antrieb. Das Raumschiff kann dann zu einem vorgegebenen Ort zu einem vorgegebenen Zeitpunkt fliegen. Das Raumschiff fliegt dann auf einer vorgegebenen Höhe mit Unterschallgeschwindigkeit. Komprimierte Luft von dem Mantelstromtriebwerk wird dann verwendet, um flüssigen Sauerstoff aus der Umgebungsluft zu erzeugen. Der flüssige Sauerstoff wird in einem Oxidationsmitteltank gespeichert. Wenn eine ausreichende Menge flüssigen Sauerstoffs erzeugt wurde, wird der flüssige Sauerstoff als ein Oxidationsmittel verwendet, um einen Treibstoff für den Raketenmotor zu verbrennen. Der Raketenmotor stellt einen Antrieb bereit, um die Nutzlast in eine Erdumlaufbahn zu bringen.
Die vorliegende Erfindung umfasst auch eine Struktur zum Erzeugen eines flüssigen Sauerstoffs innerhalb eines Luftfahrzeugs. Das Luftfahrzeug wird durch ein Mantelstromtriebwerk angetrieben und umfasst einen Speichertank mit verflüssigtem Wasserstoffgas (LH2). Die Vorrichtung zum Erzeugen des flüssigen Sauerstoffs umfasst auch ein Extraktionsventil, das flussabwärts von einer Kompressorstufe des Mantelstromtriebwerks angeordnet ist. Das Extraktionsventil liefert einen Fluss von komprimierter Luft. Die komprimierte Luft wird in einen Wärmetauscher geführt und gekühlt. In der vorliegenden Erfindung besteht der Wärmetauscher aus Führungen, die die komprimierte Luft in der Nähe der Oberfläche eines Luftfahrzeugs führen. Die Temperatur der Luft an der Luftfahrzeugoberfläche ist sehr niedrig und dient als ein extrem effizienter Kühlungsmechanismus. Die gekühlte Luft wird dann in einen Kondensierer geführt. Der Generator kondensiert und verflüssigt die gekühlte Luft. Ein Separator wird dann verwendet, um flüssigen Sauerstoff von den Bestandteilen der verflüssigten Luft abzutrennen. Ein Speichertank im Luftfahrzeug wird verwendet, um den flüssigen Sauerstoff zu speichern.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
Fig. 1 zeigt eine perspektivische Ansicht eines typischen wieder verwendbaren Raumschiffs, das die vorliegende Erfindung anwendet.
Fig. 2 zeigt ein Diagramm eines typischen Missionsszenarios eines Raumschiffs, das das Verfahren der vorliegenden Erfindung anwendet.
Fig. 3 zeigt ein schematisches Diagramm der Erzeugungsvorrichtung für flüssigen Sauerstoff der vorliegenden Erfindung.
Fig. 4 zeigt ein detaillierteres schematisches Diagramm der Erzeugungsvorrichtung für flüssige Luft der vorliegenden Erfindung.
DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DES BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSBEISPIELS
Ein neues Verfahren und Vorrichtung zum Verwenden einer Luftverflüssigung, um ein Oxidationsmittel zur Verwendung beim Einbringen von Satelliten in eine niedrige Erdumlaufbahn wird beschrieben. In der folgenden Beschreibung werden zum Zwecke einer Erläuterung bestimmte Verfahrensschritte, Anordnungen von Elementen und Konstruktionen und andere Details ausgeführt, um ein genaueres Verständnis der vorliegenden Erfindung zu ermöglichen. Es ist jedoch dem Fachmann offensichtlich, dass die vorliegende Erfindung ohne diese speziellen Details ausgeführt werden kann. An anderen Stellen werden bekannte Herstellungsverfahren und Strukturen nicht detailliert beschrieben, um die vorliegende Erfindung nicht unnötigerweise zu verschleiern.
In Übereinstimmung mit einem Beispiel umfasst ein Verfahren zum Erzeugen von flüssigen Elementen aus Umgebungsluft, wobei das Verfahren ein Luftfahrzeug umfasst, das Luftfahrzeug mindestens ein Mantelstromtriebwerk enthält, die Schritte: Fliegen des Luftfahrzeugs auf einer vorgegebenen Höhe mit Unterschallgeschwindigkeit; Erzeugen von flüssigen Elementen aus Umgebungsluft, wobei die flüssigen Elemente aus einem oder mehreren der Gruppe bestehend aus flüssigem Sauerstoff und flüssigem Stickstoff, bestehen; Abtrennen der flüssigen Elemente; und Speichern jedes flüssigen Elements separat in einem Tank in dem Luftfahrzeug.
Vorteilhaft kann das Luftfahrzeug ein Raumfahrzeug sein. Weiter kann das Verfahren die Schritte umfassen: Erzeugen von flüssigem Stickstoff aus Umgebungsluft, und Speichern des flüssigen Stickstoffs in einem Tank in dem Raumschiff. Darüber hinaus kann der Erzeugungsschritt die Schritte umfassen: Abziehen komprimierter Luft flussabwärts von einem Kompressor des Mantelstromtriebwerks; Kühlen und Verflüssigen der komprimierten Luft unter Verwendung einer oder mehrerer Arten von Kühlmittel aus der Gruppe bestehend aus flüssigem Wasserstoff, flüssigem Sauerstoff und flüssigem Stickstoff, wobei jede Art von Kühlmittel, die in dem Vorgang verwendet wird, in einem Tank in dem Raumschiff gespeichert wird; und Abtrennen von flüssigem Sauerstoff von der verflüssigten komprimierten Luft. Der Erzeugungsschritt kann auch die Schritte umfassen: Abziehen komprimierter Luft flussabwärts von einem Kompressor des Mantelstromtriebwerks; Kühlen und Verflüssigen der komprimierten Luft unter Verwendung eines Wärmetauschers und mindestens eines flüssigen Elements aus der Gruppe bestehend aus flüssigem Wasserstoff, flüssigem Sauerstoff und flüssigem Stickstoff, wobei jedes flüssige Element separat in einem Tank in dem Luftfahrzeug gespeichert wird; und Abtrennen mit mindestens einem der flüssigen Elemente aus der Gruppe bestehend aus flüssigem Sauerstoff und flüssigem Stickstoff von der verflüssigten, komprimierten Luft.
In Übereinstimmung mit einem weiteren Beispiel umfasst ein Verfahren zum Erzeugen eines Oxidationsmittels die Schritte: Fliegen eines Luftfahrzeugs mit Unterschallgeschwindigkeit; Abziehen von Luft flussabwärts gerichtet von einer Kompressorstufe des Mantelstromtriebswerks des Luftfahrzeugs und Aufnehmen der komprimierten Luft in das Luftfahrzeug; Hindurchführen der komprimierten Luft durch einen Wärmetauscher, was eine ausreichende Kühlung für eine Verflüssigung bewirkt; und Abtrennen von flüssigem Sauerstoff (LOX) von der verflüssigten Luft.
In Übereinstimmung mit noch einem weiteren Beispiel umfasst ein Verfahren zum Erzeugen von Kühlmittel die Schritte: Fliegen eines Luftfahrzeugs mit Unterschallgeschwindigkeit; Aufnehmen von Umgebungsluft in das Luftfahrzeug; Kühlen der Luft in ausreichendem Maße, um eine Verflüssigung zu bewirken; und Abtrennen einer oder mehrerer flüssiger Elemente von der Gruppe bestehend aus Sauerstoff (LOX) und flüssigem Stickstoff (LN) von der verflüssigten Luft.
Nach einem weiteren Beispiel umfasst eine Vorrichtung zum Erzeugen einer oder mehrerer flüssiger Elemente aus der Gruppe bestehend aus Sauerstoff (LOX) und flüssigem Stickstoff (LN) in einem im Betrieb befindlichen Luftfahrzeug einschließlich mindestens eines Mantelstromtriebwerks und einem oder mehreren Speichertanks, von denen einer verflüssigtes Wasserstoffgas (LH2) enthält: ein Extraktionsventil, das flussabwärts von einer Kompressorstufe des Mantelstromtriebwerks angeordnet ist, wobei das Extraktionsventil einen Strom komprimierter Luft bereitstellt; einen Wärmetauscher, der das LH2 in Fließkommunikation mit dem Extraktionsventil verwendet; und einen Speichertank in Fluidkommunikation mit dem Wärmetauscher.
Vorteilhafterweise kann der Wärmetauscher eine Vielzahl von Führungen enthalten, die den Strom komprimierter Luft in der Nähe einer Oberfläche des Luftfahrzeugs führen, wodurch der Strom komprimierter Luft gekühlt wird.
Die vorliegende Erfindung erlaubt es einem wieder verwendbaren Raumfahrzeug, eine niedrige Erdumlaufbahn auf eine Weise zu erreichen, die die Verwendung einer Minimalmenge von Treibstoff für eine gegebene Nutzlastmenge erfordert. Unter Bezugnahme zuerst auf Fig. 1 wird eine allgemeine Ansicht eines typischen wieder verwendbaren Raumschiffs 10 gezeigt, das die vorliegende Erfindung anwendet. Gemäß der vorliegenden Erfindung wird das Raumschiff abheben und landen wie ein bekanntes Luftfahrzeug. Das Raumfahrzeug umfasst daher Flügel 12 und horizontale Stabilisatoren 13 und einen vertikalen Stabilisator 14. Das Raumschiff umfasst auch mindestens ein Mantelstromtriebwerk 20. Das Mantelstromtriebwerk wird verwendet, um einen Antrieb für das Raumschiff bei Abheben bereitzustellen. Das Mantelstromtriebwerk ist modifiziert, wie unterhalb beschrieben in Verbindung mit Fig. 3.
Unter Bezugnahme auf Fig. 1 ist das Raumschiff des bevorzugten Ausführungsbeispiels der vorliegenden Erfindung ein zweistufiges Schiff. Die zweite Stufe des Raumschiffs umfasst mindestens einen Raketenmotor 16. Die zweite Stufe umfasst auch den Satelliten oder andere Nutzlast, die in eine Erdumlaufbahn zu bringen ist. Der Raketenmotor wird nach einem Abheben verwendet, um Schub bereitzustellen, um die Nutzlast in eine Erdumlaufbahn zu bringen. Die Raketenmotoren sind vom Flüssigtreibstofftyp, die flüssigen Sauerstoff (LOX) als ein Oxidationsmittel verwenden. Das Raumschiff wird auch andere Elemente umfassen, die in Fig. 1 nicht veranschaulicht sind. Unter solchen Elementen sind ein Treibstofftank 18, der den Treibstoff für den Raketenmotor 16 enthält. Zum Zeitpunkt eines Abhebens ist der Treibstofftank im Wesentlichen gefüllt. Das Raumschiff umfasst auch einen Oxidationsmitteltank 19, der im Wesentlichen zum Zeitpunkt eines Abhebens des Raumschiffes leer ist. Der Treibstofftank 18 und der Oxidationsmitteltank sind mit geeigneten Pumpen (nicht veranschaulicht) mit den Raketenmotoren 16 verbunden.
Unter Bezugnahme wiederum auf Fig. 1 versteht es sich, dass die für das Raumfahrzeug 10 gezeigte Konfiguration lediglich einer Illustration und Referenzzwecken dient. Fig. 1 soll den Vehikeltyp nicht beschränken, der mit der vorliegenden Erfindung verwendet werden kann. Insbesondere kann die vorliegende Erfindung mit einer Anzahl von unterschiedlichen Flügeln und Rumpfkonfigurationen und mit unterschiedlichen Anordnungen von Flugsteuerflächen verwendet werden. Die einzige Beschränkung ist, dass das Raumschiff einen Flügel enthalten muss, mit ausreichendem Auftrieb, um ein Abheben und Fliegen mit voller Nutzlast zu erlauben. Das bevorzugte Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung verwendet auch ein Mantelstromtriebwerk, um einen Schub während eines Abhebens und den anfänglichen Stufen einer Mission bereitzustellen.
Nun, unter Bezugnahme auf Fig. 2, wird ein typisches Missionsprofil eines Raumschiffs gezeigt, das das Verfahren der vorliegenden Erfindung verwendet. Das typische Missionsprofil kann in einer Anzahl von unterschiedlichen Komponenten oder Stufen herabgebrochen werden. Die verschiedenen Missionsstufen sind durch die nummerierten Rauten in Fig. 2 gezeigt. Fig. 2 veranschaulicht die typischen Stufen einer Mission, die in dem bevorzugten Ausführungsbeispiel des Verfahrens der vorliegenden Erfindung enthalten sind. Diese Stufen entsprechen den Stufen, die im Verfahren der vorliegenden Erfindung angewendet werden.
Bei einer Missionsstufe 1 hebt das Raumschiff von einer Startbahn wie ein normales Flugzeug ab. Ein Antrieb für ein Abheben wird durch die Mantelstromtriebwerke 20 bereitgestellt. Zum Zeitpunkt des Abhebens des Raumschiffes führt es die Nutzlast mit, und auch den flüssigen Treibstoff für die Raketenmotoren. Das Raumschiff führt jedoch keine Oxidationsmittel für den Raketenmotor mit. Das Oxidationsmittel wird während der dritten Stufe der Mission, wie unten aufgeführt, erzeugt. Indem das Oxidationsmittel beim Startgewicht nicht enthalten ist, kann das Raumschiff eine größere Nutzlast tragen und eine größere Nutzlast in eine Umlaufbahn bringen.
Unter Bezugnahme auf Fig. 2 wird die zweite Missionsstufe als die "cruise and loiter" Stufe bezeichnet (Flug- und Wartestufe). Diese Stufe liefert eine große Flexibilität bei einer Missionsplanung und erlaubt es dem Raumschiff, in einer Anzahl von unterschiedlichen Arten von Missionen eingesetzt zu werden. Dieses erlaubt es dem Raumschiff, einen Satelliten in eine Erdumlaufbahn zu bringen, an einen Ort, der von dem ursprünglichen Startplatz entfernt liegen kann.
Beispielsweise könnte das Raumschiff abheben und dann zu einem entfernten Ort über einen Ozean fliegen, bevor die Raketenmotoren gezündet werden. Dieser Missionstyp könnten auch in Fällen nützlich sein, in denen eine gefährliche Nutzlast geflogen wird. Weiter kann das Raumschiff warten oder abwarten, bis ein bestimmter Zeitpunkt vor einem Start eintritt. Dieses erlaubt es, die Zeitvorgabe des letztendlichen Orbits speziell einzustellen.
Zusätzlich ist es bekannt, dass verschiedene Arten von Umlaufbahnen einfacher zu erreichen sind, wenn der Satellit von unterschiedlichen Orten gestartet wird. Beispielsweise kann ein äquatorialer Orbit am einfachsten erreicht werden, wenn das Raumschiff in der Nähe des Äquators gestartet wird. Dieses macht sich die Geschwindigkeit der Erdrotation zunutze. Ein polarer Orbit wird am einfachsten erreicht, wenn das Raumschiff von einem höheren Breitengrad gestartet wird. Der Flug und Wartepositionsschritt der vorliegenden Erfindung erlaubt es somit, unterschiedliche Typen von Erdumlaufbahnen und Missionen zu verwirklichen. Dieses Merkmal der vorliegenden Erfindung ist im Stand der Technik nicht verfügbar, in dem Raketen verwendet werden, die von einem festen Ort gestartet werden.
Unter Bezugnahme wiederum auf Fig. 2 erzeugt in der dritten Stufe der Mission das Raumschiff das Oxidationsmittel unter Verwendung eines An-Board-LOX-Generators. Die bestimmte Konstruktion und der Betrieb des LOX-Generators werden unterhalb mit Bezug auf Fig. 3 beschrieben. In dem bevorzugten Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung wird das Raumschiff mit Unterschallgeschwindigkeit geflogen. Komprimierte Luft wird von dem Mantelstromtriebwerk gezogen. Diese Luft wird dann unter Verwendung von LH2 gekühlt, gespeichert in dem Raketentreibstofftank, um LOX zu erzeugen. Das erzeugte LOX wird in einem Oxidationsmitteltank an dem Raumschiff gespeichert.
Während der dritten Missionsstufe fliegt das Raumschiff mit Unterschallgeschwindigkeit. Unterschallgeschwindigkeit wird in dem bevorzugten Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung verwendet, da dies am effizientesten ist. Falls ein Flugzeug mit Überschallgeschwindigkeit fliegt, erzeugt es Schockwellen. Diese Schockwellen sind unerwünscht, da sie den Fluss von Umgebungsluft stören und deren Eigenschaften ändern. Mit Unterschallgeschwindigkeit wird die Luft nicht durch Schockwellen gestört. Obwohl das bevorzugte Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung Unterschallgeschwindigkeit anwendet, versteht es sich für den Fachmann, dass die Vorrichtung der vorliegenden Erfindung auch modifiziert werden könnte, um mit Überschallgeschwindigkeiten verwendet zu werden.
Nach einer Erzeugung einer ausreichenden Menge von LOX werden die Raketenmotoren bei einer Missionsstufe 4 gezündet. Dieses bringt das Raumschiff auf eine Flugbahn hinauf und hinaus aus der Atmosphäre, und in einer Missionsstufe 5 trennt sich die zweite Stufe des Raumschiffs ab und bewegt sich weiter in eine Erdumlaufbahn in einer Missionsstufe 6a. Die erste Stufe tritt wieder in die Atmosphäre in Stufe 6b ein, die Mantelstromtriebwerke werden neu gestartet, und das Raumschiff landet normal wie ein gewöhnliches Flugzeug in einer Missionsstufe 7.
Unter Bezugnahme als nächstes auf Fig. 3 wird ein schematisches Diagramm eines Systems gezeigt, das das Oxidationsmittel in der vorliegenden Erfindung erzeugt. Das Mantelstromtriebwerk wird allgemein mit einem Bezugszeichen 20 bezeichnet. Das Mantelstromtriebwerk umfasst, im Teil, eine Einlassführung 22, eine Hochüberströmturbinenrad 24, eine Kompressorstufe 26, eine Brennerstufe 28 und eine Turbinen- und Düsenstufe 29. Umgebungsluft tritt durch die Einlassführung 22 und das Turbinenrad 24 und wird dann in zwei Teile aufgeteilt. Der Hauptteil der Luft geht in die Umgehungsführung 27. Der verbleibende Teil der Luft tritt durch die Kompressorstufe 26 hindurch. In den meisten modernen Düsentriebwerken ist das Umgehungsverhältnis 6 : 1. Das heißt sechs Teile der Luft werden durch die Umgehungsführung 27 geführt, für jeden Teil der Luft, der in die Kompressorstufe eintritt.
Der Zweck des Kompressors 26 ist es, die eintretende Luft für eine Verbrennung in dem Brenner zu komprimieren. Somit ist die Luft flussabwärts vom Kompressor 26 unter Hochdruck. Von der den Kompressor verlassenden Luft werden normalerweise 20% direkt in den Treibstoffbrenner 28 injiziert, und 80% umgehen den Brenner, um flussabwärts vor der Turbinenstufe 29 gemischt zu werden. In der vorliegenden Erfindung wird die Hochdruckluft, die den Brenner umgibt, von dem Kern des Mantelstromtriebswerks durch ein Extraktionsventil 32 extrahiert und durch eine Röhrenverbindung 33 zu einem Wärmetauscher 36 geführt. Fig. 3 veranschaulicht den Wärmetauscher in einem schematischen Format.
Das bevorzugte Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung verwendet einen Wärmetauscher mit zwei Stufen. In der ersten Stufe wird die komprimierte Luft von dem Extraktionsventil durch Führungen (in Fig. 3 nicht veranschaulicht) in der Nähe der Oberfläche des Luftflugzeugs geführt. Wenn das Raumschiff auf Höhe fliegt, ist die Flugzeughaut sehr kalt, typischerweise bei einer Temperatur bei -30°F. Die Führungen verlaufen in der Nähe der Oberfläche der Flügel wie auch des Rumpfes des Raumschiffes. In der zweiten Stufe des Wärmetauschers werden flüssiger Stickstoff (LN2) und flüssiger Wasserstoff für ein weiteres Kühlen der einströmenden Luft verwendet. LN2 weist eine Temperatur von -320°F auf, und flüssiger Wasserstoff weist eine Temperatur von -320°F auf. Das LN2 wird, wie unterhalb beschrieben, erzeugt.
Von dem Wärmetauscher 36 fließt die komprimierte Luft (die auf ungefähr -265°F nun gekühlt wurde) durch die Rohrverbindung 35 zu einem LOX-Generator/Separator 38. Der LOX-Generator/Separator 38 expandiert und verflüssigt die eintretende Luft und trennt sie in LOX und LN2. LOX und LN2 sind die primären Bestandteile von Luft. Das neu erzeugte LOX wird durch eine Röhrenverbindung 41 in einen Oxidationsmitteltank 42 geführt, wo es gespeichert wird, bis es für ein Zünden der Raketenmotoren des Raumschiffes verwendet wird.
Wie oben erwähnt, erzeugt der LOX-Generator auch LN2. Das LN2 wird zu dem Wärmetauscher 36 zurückgeführt und wird für eine Vorkühlung der eintretenden komprimierten Luft von der Röhrenverbindung 33 verwendet. Nachdem der Stickstoff durch den Wärmetauscher hindurchgetreten ist, ist er in Gasform. Der gasförmige Stickstoff wird unter Druck wieder in den Brennerabschnitt des Motors injiziert, wo er mit den Verbrennungsprodukten gemischt wird und in die Turbine eintritt.
Unter Bezugnahme auf Fig. 3 verwendet die vorliegende Erfindung das LH2 von dem Luftverflüssigungsprozess, um die Betriebseffizienz des Mantelstromtriebwerks zu erhöhen. Nach einer Verwendung des LH2 in dem Wärmetauscher wurde es erwärmt und in Gasform expandiert. Dieser gasförmige Wasserstoff (GH2) wird durch eine Röhrenverbindung 45 geführt und zurück in das Mantelstromtriebwerk geleitet, wo er in die Brennerstufe 27 des Triebwerks eingeführt wird. Der GH2-Treibstoff vermischt sich mit den 20% verbleibender Luft, um verbrannt zu werden und das Mantelstromtriebwerk anzutreiben. Auf diese Weise wird der verwendete Wasserstoff nicht verloren, und die Gesamtbetriebseffizienz des Mantelstromtriebwerks 20 und des Gesamtraumschiffs wird erhöht. Fig. 4 veranschaulicht ein detaillierteres Diagramm der Struktur der vorliegenden Erfindung. Die Elemente der Struktur sind in schematischem Format gezeigt.
Die Beschreibung der vorliegenden Erfindung wurde mit Bezug auf die bestimmten Verfahrensschritte, Anordnungen und Konstruktionen von Vorrichtungen zum Einbringen von Satelliten in eine niedrige Erdumlaufbahn vorgenommen. Es versteht sich für den Fachmann, dass die vorhergehende Beschreibung lediglich Illustrationszwecken dient und dass verschiedene Änderungen und Abwandlungen an der vorliegenden Erfindung durchgeführt werden können, ohne von dem Gedanken und Umfang der vorliegenden Erfindung abzuweichen. Der volle Umfang der vorliegenden Erfindung ist definiert und beschränkt nur durch die vorliegenden Ansprüche.

Claims (9)

1. Ein Verfahren zum Erzeugen von flüssigen Elementen aus Umgebungsluft, wobei das Verfahren ein Luftfahrzeug verwendet, das Luftfahrzeug mindestens ein Mantelstromtriebwerk enthält, umfassend die Schritte:
Fliegen des Luftfahrzeugs auf einer vorgegebenen Höhe mit Unterschallgeschwindigkeit;
Erzeugen von flüssigen Elementen aus Umgebungsluft, wobei die flüssigen Elemente aus einem oder mehreren Elementen, bestehend aus flüssigem Sauerstoff und flüssigem Stickstoff, bestehen;
Abtrennen der flüssigen Elemente; und
Speichern jedes flüssigen Elements getrennt in einem Tank in dem Luftfahrzeug.
2. Das Verfahren nach Anspruch 1, wobei das Luftfahrzeug ein Raumfahrzeug ist.
3. Das Verfahren nach Anspruch 1, weiter die Schritte umfassend:
Erzeugen von flüssigem Stickstoff aus Umgebungsluft; und
Speichern des flüssigen Stickstoffs in einem Tank in dem Raumschiff.
4. Das Verfahren nach Anspruch 1, wobei der Erzeugungsschritt die Schritte umfasst:
Abziehen komprimierter Luft flussabwärts von einem Kompressor des Mantelstromtriebwerks;
Kühlen und Verflüssigen der komprimierten Luft unter Verwendung einer oder mehrerer Arten von Kühlmittel aus der Gruppe bestehend aus flüssigem Wasserstoff, flüssigem Sauerstoff und flüssigem Stickstoff, wobei jede Art von Kühlung in dem Vorgang verwendeten Kühlmittel in einem Tank in dem Raumschiff gespeichert ist; und
Abtrennen von flüssigem Sauerstoff von der verflüssigten, komprimierten Luft.
5. Das Verfahren nach Anspruch 1, wobei der Erzeugungsschritt die Schritte umfasst:
Abziehen komprimierter Luft flussabwärts von einem Kompressor des Mantelstromtriebwerks; Kühlen und Verflüssigen der komprimierten Luft unter Verwendung eines Wärmetauschers und mindestens einem flüssigen Element aus der Gruppe bestehend aus flüssigem Wasserstoff, flüssigem Sauerstoff und flüssigem Stickstoff, wobei jedes flüssige Element separat in einem Tank in dem Luftfahrzeug gespeichert ist;
Abtrennen mindestens eines der flüssigen Elemente aus der Gruppe bestehend aus flüssigem Sauerstoff und flüssigem Stickstoff von der verflüssigten, komprimierten Luft.
6. Ein Verfahren zum Erzeugen eines Oxidationsmittels, umfassend die Schritte:
Fliegen eines Luftfahrzeugs mit Unterschallgeschwindigkeit;
Abziehen von Luft flussabwärts von einer Kompressorstufe eines Mantelstromtriebwerks des Flugzeugs, und Aufnehmen der komprimierten Luft in das Flugzeug;
Durchführen der komprimierten Luft durch einen Wärmetauscher, ein ausreichendes Kühlen für eine Verflüssigung bewirkend; und
Abtrennen von flüssigem Sauerstoff (LOX) von der verflüssigten Luft.
7. Ein Verfahren zum Erzeugen eines Kühlmittels, umfassend die Schritte:
Fliegen eines Luftfahrzeugs mit Unterschallgeschwindigkeit;
Aufnehmen von Umgebungsluft in das Luftfahrzeug;
ausreichendes Kühlen der Luft, um eine Verflüssigung zu bewirken; und
Abtrennen einer oder mehrerer flüssiger Elemente aus der Gruppe bestehend aus Sauerstoff (LOX) und flüssigem Stickstoff (LN) von der verflüssigten Luft.
8. Eine Vorrichtung zum Erzeugen eines oder mehrerer flüssiger Elemente aus der Gruppe bestehend aus Sauerstoff (LOX) und flüssigem Stickstoff (LN) in einem in Betrieb befindlichen Luftfahrzeug, umfassend mindestens ein Mantelstromtriebwerk, und ein oder mehrere Speichertanks, von denen einer verflüssigtes Wasserstoffgas (LH2) umfasst, wobei die Vorrichtung umfasst:
ein Extraktionsventil, das flussabwärts von einer Kompressorstufe des Mantelstromtriebswerks angeordnet ist, wobei das Extraktionsventil einen Strom komprimierter Luft bereitstellt;
einen Wärmetauscher, der das LH2 in Fluidkommunikation mit dem Extraktionsventil verwendet;
einen Speichertank in Fluidkommunikation mit dem Wärmetauscher.
9. Die Vorrichtung nach Anspruch 8, wobei der Wärmetauscher eine Vielzahl von Führungen umfasst, die den Strom von komprimierter Luft in der Nähe einer Oberfläche des Luftfahrzeugs führen, wodurch der Strom komprimierter Luft komprimiert wird.
DE10109509A 2000-02-29 2001-02-28 Verfahren und Vorrichtung zum Positionieren von Satelliten in eine niedrige Erdumlaufbahn Withdrawn DE10109509A1 (de)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US51595100A 2000-02-29 2000-02-29

Publications (1)

Publication Number Publication Date
DE10109509A1 true DE10109509A1 (de) 2002-02-21

Family

ID=24053479

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE10109509A Withdrawn DE10109509A1 (de) 2000-02-29 2001-02-28 Verfahren und Vorrichtung zum Positionieren von Satelliten in eine niedrige Erdumlaufbahn

Country Status (6)

Country Link
EP (1) EP1261518A1 (de)
JP (1) JP2001317406A (de)
DE (1) DE10109509A1 (de)
GB (1) GB2359876A (de)
RU (1) RU2001105618A (de)
WO (1) WO2001064513A1 (de)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102020001621A1 (de) 2020-03-10 2021-09-16 Oleg Tchebunin Der Hyperschall-Flugzeugträger mit STOL FLugplattform als Start/ Landungsbasis für kosmische Flugzeuge

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2003086860A1 (en) * 2002-04-10 2003-10-23 Andrews Space And Technology, Inc. Commercial space transportation system
EP1735212B1 (de) * 2004-01-23 2013-08-14 Charl E. Janeke Reversibles raumfahrzeug
US8127527B2 (en) 2004-11-22 2012-03-06 General Electric Company Methods and systems for operating oxidizer systems
FR2907422B1 (fr) 2006-10-20 2009-12-18 Astrium Sas Aeronef a vol mixte aerodynamique et spatial, et procede de pilotage associe.
RU2482035C2 (ru) * 2011-04-05 2013-05-20 Общество с ограниченной ответственностью "Научный центр прикладной электродинамики" Способ забора атмосферных газов для использования в космической технике
US20160201983A1 (en) * 2015-01-08 2016-07-14 AIRBUS GROUP INDIA PRIVATE LIMllTED On-board aircraft oxygen enriched air and nitrogen enriched air generation system and method
IT201800002973A1 (it) * 2018-02-23 2019-08-23 Freni Brembo Spa Corpo pinza fisso per un disco di freno a disco
CN111071465A (zh) * 2020-01-06 2020-04-28 南京航空航天大学 一种低温冷冻制氮油箱惰化***及其工作方法
FR3122701B1 (fr) * 2021-05-10 2023-12-29 Safran Système et procédé d’alimentation en carburant d’une turbomachine d’aéronef à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique
FR3127277A1 (fr) * 2021-10-27 2023-03-24 Airbus Operations Systeme de generation d’un gaz inerte pour aeronef utilisant de l’hydrogene liquide.
CN115817859B (zh) * 2023-02-16 2023-06-13 西安空天引擎科技有限公司 一种可重复使用运载火箭滚动通道控制方法

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3756024A (en) * 1962-02-23 1973-09-04 Gen Dynamics Corp Method and apparatus for coordinating propulsion in a single stage space flight
US3229459A (en) * 1963-11-26 1966-01-18 Adolph J Cervenka Turbojet-liquid air rocket and fuel system
US4827716A (en) * 1987-12-14 1989-05-09 Sundstrand Corporation Dual function gas generation system for on board installation on turbine powered aircraft
JP2601906B2 (ja) * 1989-05-17 1997-04-23 三菱重工業株式会社 空気液化サイクルエンジン
US5106035A (en) * 1989-12-29 1992-04-21 Aurora Flight Sciences Corporation Aircraft propulsion system using air liquefaction and storage
DE4117923C1 (en) * 1990-05-25 1992-05-27 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De Device for liquefaction of air to obtain oxygen@, for aircraft - comprises cooling air in prim. cooler, compressing, expanding and liquefying air, sepg. nitrogen@ and storing oxygen@
DE4114303C1 (en) * 1990-05-25 1992-06-17 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De Recovery of liq. oxygen@ from air surrounding air-borne device e.g. aircraft - includes cooling air compressing, expanding, sepg. oxygen@ for cooling purposes, passing liq. nitrogen@
SU1768789A1 (ru) * 1990-06-18 1992-10-15 Tsi Aviat Motorostroeniya Im P Komбиhиpobahhaя дbигateльhaя уctahobka boздушho-kocmичeckoгo camoлeta
US5131225A (en) * 1990-08-31 1992-07-21 Sundstrand Corporation Apparatus for separating and compressing oxygen from an air stream
US5154051A (en) * 1990-10-22 1992-10-13 General Dynamics Corporation Air liquefier and separator of air constituents for a liquid air engine
US6119985A (en) * 1997-03-07 2000-09-19 Pioneer Rocketplane Corporation Reusable rocket-propelled high altitude airplane and method and apparatus for mid-air oxidizer transfer to said airplane

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102020001621A1 (de) 2020-03-10 2021-09-16 Oleg Tchebunin Der Hyperschall-Flugzeugträger mit STOL FLugplattform als Start/ Landungsbasis für kosmische Flugzeuge
DE102020001621B4 (de) 2020-03-10 2023-08-10 Oleg Tchebunin Hyperschall-Flugzeugträger mit Flugplattform als Startbasis für kosmische Flugzeuge

Also Published As

Publication number Publication date
EP1261518A1 (de) 2002-12-04
RU2001105618A (ru) 2003-04-10
GB0104971D0 (en) 2001-04-18
WO2001064513A1 (en) 2001-09-07
GB2359876A (en) 2001-09-05
JP2001317406A (ja) 2001-11-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0247388B1 (de) Luftatmungsfähiges Raketenantriebssystem
DE68916502T2 (de) Raketengetriebenes, in der luft entfaltetes, auftriebsunterstütztes raumfahrzeug für orbitale, supraorbitale und suborbitale flüge.
DE69726292T2 (de) Erdnahen-orbit-startsystem
Sutton History of liquid propellant rocket engines in the United States
DE3617915C1 (de) Kombinationsantrieb
DE10109509A1 (de) Verfahren und Vorrichtung zum Positionieren von Satelliten in eine niedrige Erdumlaufbahn
DE3447991A1 (de) Schubtriebwerk fuer luft- und raumfahrzeuge
US20040026572A1 (en) Dual-mode airbreathing propulsion system
DE69005552T2 (de) Verfahren zum Starten einer Kapsel im Raum und Mittel zum Starten.
DE102020126575A1 (de) Trägerraketensystem mit Trägerrakete und Starthilfeeinheit
DE3740645A1 (de) Mehrstufiges raumfahrt-transportsystem
Foster et al. Air Augmented Rocket Propulsion Concepts
DE1202580B (de) Triebwerksanordnung fuer wiedergewinnbare Raumfahrzeuge
DE202015007948U1 (de) Interorbital-Raketenträger mit Tankwart
Olds Two options for flight testing rocket-based combined-cycle engines
DE4114303C1 (en) Recovery of liq. oxygen@ from air surrounding air-borne device e.g. aircraft - includes cooling air compressing, expanding, sepg. oxygen@ for cooling purposes, passing liq. nitrogen@
Hunt et al. Hypersonic airbreathing vehicle visions and enhancing technologies
Taguchi et al. Airbreather/rocket combined propulsion system research for Japanese SSTO spaceplane
Burkardt et al. The design and evolution of the Beta two-stage-to-orbit horizontal takeoff and landing launch system
DE102018132141B4 (de) Transportflugzeug und Verfahren zum Transport einer Rakete
Jamison Advanced air-breathing engines
Ruppe Design considerations for future space launchers
DE102015014869A1 (de) Interorbital-Raketenträger mit Tankwart
DE2637254A1 (de) Luftschiff
DE102020001621A1 (de) Der Hyperschall-Flugzeugträger mit STOL FLugplattform als Start/ Landungsbasis für kosmische Flugzeuge

Legal Events

Date Code Title Description
8139 Disposal/non-payment of the annual fee