DE102020001621B4 - Hypersonic aircraft carrier with flight platform as launch base for cosmic planes - Google Patents

Abstract

Hyperschall-Flugzeug (1) als Startbasis für kosmische Flugzeuge,dadurch gekennzeichnet, dass die Gestalt des Hyperschall-Flugzeugs (1) als Deltaflügel geformt ist, um durch eine Fläche des Deltaflügels dem Hyperschall-Flugzeug (1) zu ermöglichen, mit Benutzung eines Bodeneffekts gewichtige kosmische Flugkörper auf dem Rücken des Rumpfes in die Stratosphäre zu schaffen,wobei das Hyperschall- Flugzeug mit zwei Luftfahrttriebwerken (10) mit einer dreistufigen Drehkolbenkraftmaschine mit kontinuierlichem Brennprozess mit drei oder vier Nebenläufern und einem erhöhtem Durchmesserverhältnis der Verdichtungskammer zu Nebenläufern von 2,66:1 und nach einem Verfahren zum Multiplizieren der Leistung der Drehkolbenkraftmaschine ausgestattet ist,wobei die Anwendung von Frontluftverdichtern in den Luftfahrttriebwerken (10) ermöglicht, einen Flug in der Stratosphäre durchzuführen, da steuerbare Diffusoren (9) den Luftfahrttriebwerken (10) erlauben, Stauluftdruck als Ladedruck zu benutzen,wobei die Frontluftverdichter nicht durch Umströmen von Schaufeln, sondern mittels Kolben die mitgenommene Luft komprimieren.A hypersonic aircraft (1) as a launch base for space aircraft, characterized in that the shape of the hypersonic aircraft (1) is formed as a delta wing to enable the hypersonic aircraft (1) by a surface of the delta wing using a ground effect to create weighty cosmic missiles on the back of the fuselage in the stratosphere, whereby the hypersonic aircraft with two aircraft engines (10) with a three-stage rotary piston engine with continuous combustion process with three or four female rotors and an increased diameter ratio of the compression chamber to female rotors of 2.66: 1 and according to a method for multiplying the power of the rotary piston engine, the use of front air compressors in the aircraft engines (10) making it possible to carry out a flight in the stratosphere, since controllable diffusers (9) allow the aircraft engines (10) to use ram air pressure as boost pressure to use, whereby the front air compressor does not compress the entrained air by flowing around blades, but by means of pistons.

Description

Konzeption des Hyperschall-FlugsConception of hypersonic flight

Die Notwendigkeit eines fliegenden Hyperschall-Flugzeugträgers als Start-/Landungsbasis für kosmische Flugzeuge ist entstanden, weil ursprünglich entwickelte Systeme der Zustellung von Objekten auf einen kosmischen Orbit mit Hilfe von Raketen mit vertikalem Start hochaufwendige Aktionen sind. Außerdem ist ein Raketenstart möglich nur in nichtbevölkerten Gebieten, wegen Gefahr von Pannen sowie des Mangels von Gebieten für nicht präzis gesteuerte Landungen der Raketenstufen.The need for a flying hypersonic aircraft carrier as a launch/landing base for space planes arose because originally developed systems of delivery of objects to a space orbit using vertical launch rockets are high-cost operations. In addition, rocket launch is possible only in unpopulated areas, due to the risk of breakdowns and the lack of areas for not precisely controlled landings of rocket stages.

Dagegen ist ein horizontaler Start der kosmischen Flugzeuge von einem Hyperschall-Flugzeugträger billiger als ein gerader Start mit einem Raketenträger. Er ist außerdem möglich beinahe von jedem Flughafen, besonders wenn der Hyperschall-Flugzeugträger mit VTOL/STOL-Eigenschaften ausgestattet ist. Die Entwicklung fliegender Hyperschall-Flugzeugträger als Start-/Landungsbasis für kosmische Flugzeuge ermöglicht hochentwickelten Ländern wie Deutschland, Frankreich oder England die Erschaffung eigener kosmischer Systeme.On the other hand, a horizontal launch of the space planes from a hypersonic aircraft carrier is cheaper than a straight launch from a rocket carrier. It is also possible from almost any airport, especially if the hypersonic aircraft carrier is equipped with VTOL/STOL capabilities. The development of flying hypersonic aircraft carriers as a take-off/landing base for cosmic planes enables highly developed countries such as Germany, France or England to create their own cosmic systems.

Die US 5 564 648 A offenbart eine Höhenstartplattform zum Starten einer Nutzlast in die Erdumlaufbahn, die Teil eines Nutzlast-Startsystems mit einer von der Höhenstartplattform getragenen Nutzlast-Startrakete ist. Für einen Flug mit Hyperschallgeschwindigkeit braucht man Triebwerke, die in einem breiten Bereich der Fluggeschwindigkeit arbeiten können. Bei Fluggeschwindigkeiten im Unterschallbereich weichen die Stromfäden schon im Bereich vor einer Lufteinlassöffnung auseinander, was durch einen einem Flügelprofil ähnlichen Lufteinlauf unterstützt werden kann.The U.S. 5,564,648 A discloses a high-altitude launch platform for launching a payload into orbit that is part of a payload launch system having a payload launcher carried by the high-altitude launch platform. Hypersonic flight requires engines that can operate over a wide range of airspeeds. At flight speeds in the subsonic range, the flow threads already diverge in the area in front of an air inlet opening, which can be supported by an air inlet similar to a wing profile.

Anders muss der Lufteinlauf für einen Überschallflug ausgelegt werden. Für einen solchen Flug gibt es die Möglichkeit, den Staudruck von der Fluggeschwindigkeit zur Luftbeschaffung auszunutzen. Dabei muss Luft in einem sich verengenden Einlass durch eine Folge schräger Verdichtungsstöße komprimiert und abgebremst werden. Dadurch müssen Triebwerke für einen breiten Bereich der Überschallgeschwindigkeit eine verstellbare Einlassgeometrie haben. In der Nähe und in dem Bereich der Hyperschallgeschwindigkeit spielt der Staudruck eine sich immer mehr steigernde Rolle. Der Lufteinlauf, der als Diffusor ausgestaltet werden muss, erfüllt die Aufgabe, die kinetische Energie der Anströmung in eine Erhöhung von Druck und Temperatur umzusetzen. Mit der Temperatur steigt dabei die Schallgeschwindigkeit. Beides zusammen verhindert bei Hyperschallgeschwindigkeit die Anwendung der rotierenden Schaufelverdichter des Turbokompressors, die nur transsonisch (bei Unterschallgeschwindigkeit) arbeiten können.The air intake has to be designed differently for supersonic flight. For such a flight there is the possibility of using the dynamic pressure from the flight speed to obtain air. Air in a narrowing inlet has to be compressed and slowed down by a series of oblique compression shocks. As a result, engines must have an adjustable inlet geometry for a wide range of supersonic speeds. In the vicinity and in the range of hypersonic speed, the dynamic pressure plays an increasingly important role. The air inlet, which must be designed as a diffuser, fulfills the task of converting the kinetic energy of the inflow into an increase in pressure and temperature. The speed of sound increases with temperature. At hypersonic speed, both together prevent the use of the rotating vane compressors of the turbo compressor, which can only work transonic (at subsonic speed).

Dadurch ist die Anwendung traditioneller Triebwerke, bei denen ein Schaufelverdichter als Frontluftkompressor anwesend ist, ausgeschlossen. Ebenso besteht dieses Problem auch bei Triebwerken der Gattung Drehkolbenkraftmaschinen mit kontinuierlichem Brennprozess, die mit Schaufelverdichter ausgestattet sind, z.B. nach der DE 10 2015 015 756 A1 .This rules out the use of traditional engines in which a vane compressor is present as the front air compressor. Likewise, this problem also exists in engines of the rotary piston engine type with a continuous combustion process, which are equipped with vane compressors, for example after the DE 10 2015 015 756 A1 .

Offenbarung der ErfindungDisclosure of Invention

Erfindungsgemäß wird ein Hyperschall-Flugzeug gemäß Patentanspruch 1 bereitgestellt. Anwendungen eines Frontluftkompressors nach der DE 10 2017 009 911 A1 können das Problem lösen, denn solche Verdichter komprimieren die mitgenommene Luft nicht durch Umströmen von Schaufeln, sondern mittels Kolben. Ein steuerbarer Diffusor des Triebwerks ermöglicht es, einen Flug in der Stratosphäre durchzuführen, denn der Diffusor erlaubt es, den Stauluftdruck als Ladedruck zu benutzen.According to the invention a hypersonic aircraft according to claim 1 is provided. Applications of a front air compressor after the DE 10 2017 009 911 A1 can solve the problem, because such compressors do not compress the entrained air by flowing around blades, but by means of pistons. A controllable diffuser of the engine makes it possible to carry out a flight in the stratosphere, because the diffuser allows the ram air pressure to be used as boost pressure.

1 zeigt eine theoretische Gestalt der Diffusoren und Düsen. Für Düsen- und Diffusorströmungen gelten dieselben Gesetze der Energieumwandlung. Da der Massenstrom m/s in jedem Querschnitt konstant ist und das Profil von beiden Strömungen von einer sogenannten Strahleinschnürung gekennzeichnet ist, bekommt der Strömungskanal die gleiche Formgebung mit einem minimalen Querschnitt, die auf 1 dargestellt ist. Die Richtung und Zustandsgrößen der Strömung bestimmen, ob es einen Diffusor oder eine Düse gibt. Somit braucht man zur Kennzeichnung der Strömung einer Fluidmasse Δm neben den thermodynamischen Zustandsgrößen noch Größe und Richtung der Geschwindigkeit an jeder Stelle des Felds. 1 shows a theoretical shape of the diffusers and nozzles. The same laws of energy conversion apply to nozzle and diffuser flows. Since the mass flow m/s is constant in each cross-section and the profile of both flows is characterized by a so-called jet constriction, the flow channel gets the same shape with a minimal cross-section that 1 is shown. The direction and state variables of the flow determine whether there is a diffuser or a nozzle. Thus, to characterize the flow of a fluid mass Δm, in addition to the thermodynamic state variables, you also need the magnitude and direction of the velocity at each point in the field.

Es entsteht die Aufgabe, einen Lufteinlauf (Diffusor) und eine Düse für eine Erschaffung des Überschallflugs bei Flugzeugen mit Hyperschallgeschwindigkeit auszulegen.The task arises of designing an air intake (diffuser) and a nozzle for creating supersonic flight in aircraft at hypersonic speeds.

Eine weitere Aufgabe besteht darin, die Charakteristika von Diffusor- und Düsen-Antrieben zu bestimmen, um die nötige Produktivität eines Frontkompressors und Leistung einer Drehkraftmaschine, ihre Parameter und Abmessungen zu ermitteln.Another task is to determine the characteristics of diffuser and nozzle drives in order to determine the necessary productivity of a front compressor and power of a rotary engine, their parameters and dimensions.

Darum sind im Weiteren die thermodynamischen Verhältnisse von Parametern des Diffusor- und Düsenantriebes mit nötigen Parametern des Frontkompressors, der Drehkraftmaschine und eines Druckluftbehälters behandelt.Therefore, in the following, the thermodynamic relationships of parameters of the diffuser and nozzle drive are treated with the necessary parameters of the front compressor, the rotary engine and a compressed air tank.

Eine Düse, durch die Druckluft, die in einem Behälter mit konstanten Zustand p₀, v₀, T_o enthalten ist, ausströmt, kann man mit folgenden Auslegungen bestimmen:A nozzle through which compressed air contained in a container with constant state p ₀ , v ₀ , _{T o} flows out can be determined with the following interpretations:

Bei Voraussetzung von Erhaltung der Masse per Sekunde ṁ/_s = Awp = const und Betrachtung der Luft als Ideales Gas mit k = 1,4 ergibt sich die Austrittsgeschwindigkeit der Luft Ws durch die Öffnung mit Querschnitt A_e, wie folgt: $$w_e=\sqrt{2\frac{k}{k-1}{p}_0{v}_0}\left[1-{\left(\frac{p_e}{p_0}\right)}^{\frac{k-1}{k}}\right]m/s.{\text{ Hier ist p}}_e\text{ der Außendruck}\text{.}$$

Assuming the conservation of the mass per second ṁ/ _s = Awp = const and considering the air as an ideal gas with k = 1.4, the exit velocity of the air Ws through the opening with cross-section A _e results as follows: $$w_e=\sqrt{2\frac{k}{k-1}{p}_0{v}_0}\left[1-{\left(\frac{p_e}{p_0}\right)}^{\frac{k-1}{k}}\right]m/s.{\text{here is p}}_e\text{the external pressure}\text{.}$$

Dubbel 1990, S. D-14-16Dubbel 1990, pp. D-14-16

Der ausströmende Mengenstrom $\raisebox{1ex}{$\dot{\text{m}}$}\!\left/ \!\raisebox{-1ex}{$s$}\right.=\frac{A_e{w}_e}{v_e}$

folgt unter Beachtung von $p_0{v}_0^k=p_e{v}_e^k$

zum ausströmenden Mengenstrom $$\raisebox{1ex}{$\dot{\text{m}}$}\!\left/ \!\raisebox{-1ex}{$s$}\right.=A\mathrm{\Psi }\sqrt{\frac{2p_0}{v_0}}$$

mit der Ausflussfunktion $$\mathrm{\Psi }=\sqrt{\frac{k}{k-1}}\sqrt{{\left(\frac{p_e}{p_0}\right)}^{\frac{2}{k}}-{\left(\frac{p_e}{p_0}\right)}^{\frac{k+1}{k}}}.$$

The outflowing mass flow $\raisebox{1ex}{$\dot{\text{m}}$}\!\left/ \!\raisebox{-1ex}{$s$}\right.=\frac{A_e{w}_e}{v_e}$

follows considering $p_0{v}_0^k=p_e{v}_e^k$

to the outflowing mass flow $$\raisebox{1ex}{$\dot{\text{m}}$}\!\left/ \!\raisebox{-1ex}{$s$}\right.=A\mathrm{\Psi }\sqrt{\frac{2p_0}{{\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="v"\; filenames="DE102020001621B4\_0016.png"\; state="\{\{state\}\}">v</figure-callout>}}_0}}$$

with the outflow function $$\mathrm{\Psi }=\sqrt{\frac{k}{k-1}}\sqrt{{\left(\frac{p_e}{p_0}\right)}^{\frac{2}{k}}-{\left(\frac{p_e}{p_0}\right)}^{\frac{k+1}{k}}}.$$

Die Ausflussfunktion Ψ ist eine Funktion des Adiabatenexponenten k und des Druckverhältnisses $\frac{p_e}{p_0}$

und besitzt ein Maximum, das man aus $\frac{d\mathrm{\Psi }}{d\left(\frac{p}{p_0}\right)}=0$

erhält. Das Maximum liegt bei einem bestimmten Druckverhältnis, das man Laval-Druckverhältnis nennt: $$\mathrm{\Psi }={\left(\frac{2}{k+1}\right)}^{\frac{k}{k-1}}$$

The outflow function Ψ is a function of the adiabatic exponent k and the pressure ratio $\frac{{\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="p\; e\; p"\; filenames="DE102020001621B4\_0016.png"\; state="\{\{state\}\}">p</figure-callout>}}_e}{p_{}}$

and has a maximum that one out $\frac{\mathrm{i.e}\mathrm{\Psi }}{\mathrm{i.e}\left(\frac{p}{p_0}\right)}=0$

receives. The maximum is at a certain pressure ratio, which is called the Laval pressure ratio: $$\mathrm{\Psi }={\left(\frac{2}{k+1}\right)}^{\frac{k}{k-1}}$$

Bei diesem Druckverhältnis ist ${\mathrm{\Psi }}_{max}={\left(\frac{2}{k+1}\right)}^{\frac{k}{k-1}}\sqrt{\frac{k}{k+1}}$

und erreicht für Luft mit k = 1,4 eine $$\text{Gr}\ddot{\text{o}}\text{ße }{\mathrm{\Psi }}_{max}=\mathrm{0,4034}{p}_0.$$

At this pressure ratio ${\mathrm{\Psi }}_{max}={\left(\frac{2}{k+1}\right)}^{\frac{k}{k-1}}\sqrt{\frac{\mathrm{<figure-callout\; id="1"\; label="k\; k\; +"\; filenames="DE102020001621B4\_0016.png,DE102020001621B4\_0017.png"\; state="\{\{state\}\}">k</figure-callout>}}{k+}}$

and reaches a for air with k = 1.4 $$\text{size}\ddot{\text{O}}\text{ß}{\mathrm{\Psi }}_{max}=0.4034{\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="p"\; filenames="DE102020001621B4\_0016.png"\; state="\{\{state\}\}">p</figure-callout>}}_0.$$

Zum Druckverhältnis $\frac{p_S}{p_0}$

gehört mit $\frac{p_e}{p_0}=\frac{p_S}{p_0}$

eine Geschwindigkeit w_e = w_S. $$\text{Die Geschwindigkeit }{w}_s\text{ betr}\ddot{\text{a}}\text{gt somit: }{w}_S=\sqrt{2\frac{k}{k+1}{p}_0{v}_0}=\sqrt{k{p}_S{v}_S}=\sqrt{kR{T}_S}.$$

to the pressure ratio $\frac{{\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="p\; S\; p"\; filenames="DE102020001621B4\_0016.png"\; state="\{\{state\}\}">p</figure-callout>}}_S}{p_{}}$

belongs with $\frac{{\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="p\; e\; p"\; filenames="DE102020001621B4\_0016.png"\; state="\{\{state\}\}">p</figure-callout>}}_e}{p_{}}=\frac{{\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="p\; S\; p"\; filenames="DE102020001621B4\_0016.png"\; state="\{\{state\}\}">p</figure-callout>}}_S}{p_{}}$

a velocity w _e = w _S . $$\text{The speed}{w}_s\text{re}\ddot{\text{a}}\text{therefore:}{w}_S=\sqrt{2\frac{k}{k+1}{p}_0{\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="v"\; filenames="DE102020001621B4\_0016.png"\; state="\{\{state\}\}">v</figure-callout>}}_0}=\sqrt{k{p}_S{v}_S}=\sqrt{kR{T}_S}.$$

Diese Geschwindigkeit ist gleich der Schallgeschwindigkeit im Zustand p_S, v_S, mit der sich Druck- und Dichteschwankungen fortpflanzen. Somit ist die Schallgeschwindigkeit eine Zustandsgröße.This speed is equal to the speed of sound in the state p _S , v _S , with which pressure and density fluctuations are propagated. Thus, the speed of sound is a state variable.

Jede von beiden Düsen muss ständig die ganze Menge der Druckluft, die von Druckerzeuger mit Druck p_e bei voller Leistung der Kraftmaschine produziert wird, abführen. Da beim Ausströmen m_s in jedem Querschnitt konstant ist, ist nach Gleichung (2) auch AΨ = const, wo A der laufende Wert des Querschnitts des Düse ist. Da sich die Strömung in einer Düse einschnürt, A also abnimmt, nimmt Ψ zu. Es kann höchstens den Wert Ψ_max = 0,4034 p₀ erreichen. Dann ist der Gegendruck der Atmosphäre am Boden p_S = p_e = 1 bar kleiner oder höher als der Lavaldruck, den man nach Gleichung (4) errechnet.Each of the two nozzles must constantly discharge the entire amount of compressed air that is produced by the pressure generator with pressure p _e at full power of the engine. Since at outflow m _s is constant in each cross-section, according to equation (2) also AΨ = const, where A is the running value of the cross-section of the nozzle. Since the flow is constricted in a nozzle, ie A decreases, Ψ increases. It can at most reach the value Ψ _max = 0.4034 p ₀ . Then the back pressure of the atmosphere on the ground p _S = p _e = 1 bar is smaller or higher than the Laval pressure, which is calculated according to equation (4).

Man errechnet aus Gleichung (2) den ausströmenden Mengenstrom m/_s, wenn man dort Ψ = Ψ_max = 0,4034 p₀ und $v_0=\frac{V}{\raisebox{1ex}{$m$}\!\left/ \!\raisebox{-1ex}{$s$}\right.}$

nach Gleichung (5) einsetzt: $$\raisebox{1ex}{$m$}\!\left/ \!\raisebox{-1ex}{$s$}\right.=A\mathrm{\Psi }\sqrt{\frac{2p_0}{v_0}}=A\mathrm{\Psi }\sqrt{\frac{2p_0\raisebox{1ex}{$m$}\!\left/ \!\raisebox{-1ex}{$s$}\right.}{V}}$$

The outflowing mass flow m/ _s is calculated from equation (2) if Ψ = Ψ _max = 0.4034 p ₀ and ${\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="v"\; filenames="DE102020001621B4\_0016.png"\; state="\{\{state\}\}">v</figure-callout>}}_0=\frac{V}{\raisebox{1ex}{$m$}\!\left/ \!\raisebox{-1ex}{$s$}\right.}$

according to equation (5): $$\raisebox{1ex}{$m$}\!\left/ \!\raisebox{-1ex}{$s$}\right.=A\mathrm{\Psi }\sqrt{\frac{2p_0}{{\mathrm{<figure-callout\; id="0"\; label="v"\; filenames="DE102020001621B4\_0016.png"\; state="\{\{state\}\}">v</figure-callout>}}_0}}=A\mathrm{\Psi }\sqrt{\frac{2p_0\raisebox{1ex}{$m$}\!\left/ \!\raisebox{-1ex}{$s$}\right.}{V}}$$

Weitere Definitionen sind nur möglich auf Basis des Aufbaus der Dreistufigen Drehkolbenkraftmaschine mit kontinuierlichem Brennprozess und Einrichtungen zur Multiplizierung ihrer Leistung sowie grundlegender experimenteller Erforschung ihrer Eigenschaften und Möglichkeiten. Diese Arbeiten sind wegen Ursachen nichttechnischer Natur und zuwider dem wissenschaftlich-technischen Progress, ökologischer und wirtschaftlicher Räson schon seit 10 Jahren verhindert.Further definitions are only possible on the basis of the structure of the three-stage rotary piston engine with a continuous combustion process and devices for multiplying its performance as well as fundamental experimental research into its properties and possibilities. This work has been prevented for 10 years for reasons of a non-technical nature and contrary to scientific-technical progress, ecological and economic reasons.

Konstruktive Ausführung eines Hyperschall-Flugzeugs mit STOL-Eigenschaften als Start-/ Landungsbasis für kosmische FlugzeugeConstructive implementation of a hypersonic aircraft with STOL properties as a take-off/landing base for cosmic aircraft

Ein erfindungsgemäßes umweltfreundlich gestaltetes Hyperschall-Flugzeug 1 (s. 2a, 2b, 3), ist ein Flugzeug, das für Flug mit Hyperschallgeschwindigkeit geeignet ist. Dafür hat es zwei Luftfahrttriebwerke 10, die nach DE 10 2017 113 550 A1 „Dreistufige Drehkolbenkraftmaschine mit kontinuierlichem Brennprozess mit drei, bzw. vier Nebenläufern und einem erhöhtem Durchmesserverhältnis der Verdichtungskammer zu Nebenläufern von 2,66:1“ und nach DE 10 2017 009 911 A1 „Verfahren zum Multiplizieren der Leistung einer Kraftmaschine sowie Triebwerksanlage mit einer Kraftmaschine“ gebaut sind.An environmentally friendly designed hypersonic aircraft 1 according to the invention (see 2a , 2 B , 3 ), is an aircraft capable of flight at hypersonic speeds. For this it has two aircraft engines 10, which after DE 10 2017 113 550 A1 "Three-stage rotary piston engine with continuous combustion process with three or four secondary rotors and an increased diameter ratio of the compression chamber to secondary rotors of 2.66:1" and after DE 10 2017 009 911 A1 "Method of multiplying power output of a prime mover and power plant by a prime mover".

Claims (8)

Hyperschall-Flugzeug (1) als Startbasis für kosmische Flugzeuge, dadurch gekennzeichnet, dass die Gestalt des Hyperschall-Flugzeugs (1) als Deltaflügel geformt ist, um durch eine Fläche des Deltaflügels dem Hyperschall-Flugzeug (1) zu ermöglichen, mit Benutzung eines Bodeneffekts gewichtige kosmische Flugkörper auf dem Rücken des Rumpfes in die Stratosphäre zu schaffen, wobei das Hyperschall- Flugzeug mit zwei Luftfahrttriebwerken (10) mit einer dreistufigen Drehkolbenkraftmaschine mit kontinuierlichem Brennprozess mit drei oder vier Nebenläufern und einem erhöhtem Durchmesserverhältnis der Verdichtungskammer zu Nebenläufern von 2,66:1 und nach einem Verfahren zum Multiplizieren der Leistung der Drehkolbenkraftmaschine ausgestattet ist, wobei die Anwendung von Frontluftverdichtern in den Luftfahrttriebwerken (10) ermöglicht, einen Flug in der Stratosphäre durchzuführen, da steuerbare Diffusoren (9) den Luftfahrttriebwerken (10) erlauben, Stauluftdruck als Ladedruck zu benutzen, wobei die Frontluftverdichter nicht durch Umströmen von Schaufeln, sondern mittels Kolben die mitgenommene Luft komprimieren.Hypersonic airplane (1) as a launch base for space airplanes, characterized in that the shape of the hypersonic airplane (1) is formed as a delta wing to enable the hypersonic airplane (1) through a surface of the delta wing using a ground effect to create weighty cosmic missiles on the back of the fuselage into the stratosphere, whereby the hypersonic aircraft with two aircraft engines (10) with a three-stage rotary piston engine with continuous combustion process with three or four female rotors and an increased diameter ratio of the compression chamber to female rotors of 2.66: 1 and according to a method for multiplying the power of the rotary piston engine, the use of front air compressors in the aircraft engines (10) making it possible to carry out a flight in the stratosphere, since controllable diffusers (9) allow the aircraft engines (10) to use ram air pressure as boost pressure to use, whereby the front air compressor does not compress the entrained air by flowing around blades, but by means of pistons. Hyperschall-Flugzeug (1) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Hyperschall-Flugzeug (1) eine lenkbare sphäroidische Luftstrahldüse (22) für Vortrieb und eine storeartige zur Boden gerichtete Luftstrahldüse (19) für Auftrieb sowie eine vordere Fahranlage (26) und Hauptfahranlagen (25) für Kurzstreckenanfahren aufweist, wobei das Hyperschall-Flugzeug (1) mit präzisen Systemen zum Annähern mit fliegenden Objekten, nämlich mit wiederkehrenden orbitalen Flugzeugen (2) oder mit Tankflugzeugen, ausgestattet ist.Hypersonic Aircraft (1) after claim 1 , characterized in that the hypersonic aircraft (1) has a steerable spheroidal air jet nozzle (22) for propulsion and a store-like ground-directed air jet nozzle (19) for lift as well as a front propulsion system (26) and main propulsion systems (25) for short-distance starts, wherein the hypersonic aircraft (1) is equipped with precise systems for approaching flying objects, namely recurrent orbital aircraft (2) or tanker aircraft. Hyperschall-Flugzeug (1) nach einem der Ansprüche 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, dass die beiden Luftfahrttriebwerke (10) von vorne je vier Diffusoren (9) mit variabler Geometrie für Eintritt der atmosphärischen Luft in die Frontluftverdichter (21) haben, wobei beide Luftfahrttriebwerke (10) mit einem gemeinsamen Lufteinlauf (8), wo eintretende Luft den Staudruck als Einlaufdruck für die Frontluftverdichter (21) bildet, ausgestattet sind, wobei zwei Druckluftbehälter (12) als Multiplikatoren der Leistung der Drehkolbenkraftmaschinen (13) mit kontinuierlichem Brennprozess mit vier Nebenläufern und einem erhöhtem Durchmesserverhältnis der Verdichtungskammer zu Nebenläufern von 2,66:1 die Leistungsquelle der Luftfahrttriebwerke (10) bilden, wobei eine Verbindungseinheit (11) zwischen Frontluftverdichter (21) und Druckluftbehälter (12) im Inneren als Aggregatenraum dient.Hypersonic aircraft (1) according to one of the Claims 1 and 2 , characterized in that the two aircraft engines (10) each have four diffusers (9) from the front variable geometry for entry of the atmospheric air into the front air compressor (21), both aircraft engines (10) being equipped with a common air inlet (8) where incoming air forms the dynamic pressure as the inlet pressure for the front air compressor (21), with two compressed air tanks (12) as multipliers of the power of the rotary piston engines (13) with a continuous combustion process with four secondary rotors and an increased diameter ratio of the compression chamber to secondary rotors of 2.66:1 form the power source of the aircraft engines (10), with a connecting unit (11) between the front air compressor ( 21) and compressed air tank (12) inside serves as a unit room. Hyperschall-Flugzeug (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass eine Auftriebsdüse (19) mit steuerbarem Querschnitt und steuerbarer Position der Düsenöffnung bezüglich eines Gewichtspunkts des Hyperschall-Flugzeugs ausgebaut und mit zwei beweglich eingerichteten Storen (18), die auf zwei Kugelführungen mittels Hydrozylinder (20) durchgeführt sein können, ausgestattet ist, wobei der Querschnitt der Auftriebsdüse (19) von 0 bis Maximum gesteuert werden kann, wozu die Position einer Achse der Auftriebsdüse (19) in einem angenommenen Bereich bezüglich eines Schwerpunkts des Hyperschall-Flugzeugs (1) auf der Längsachse reguliert wird, um ein im Zuge des Flugs entstelltes Gleichgewicht zu kompensieren, wobei der Auftriebsdüse (19) durch ihre Ausführung und Druckregime mit verschiedenen Geschwindigkeiten des Luftstrahls zu arbeiten erlaubt ist, darunter mit einer umweltfreundlichen Luftstrahlgeschwindigkeit für den Betrieb des Hyperschall-Flugzeugs (1) in der Nähe eines Ballungsgebietes, wobei eine lenkbare sphäroidische Luftstrahldüse (17) für Rücktrieb sowie eine lenkbare sphäroidische Luftstrahldüse (22) für Vortrieb präzise Lagesteuerung des Hyperschall-Flugzeugs (1) unmittelbar bei Start ermöglichen.Hypersonic aircraft (1) according to one of the Claims 1 until 3 , characterized in that a lift nozzle (19) with a controllable cross section and controllable position of the nozzle opening with respect to a weight point of the hypersonic aircraft is removed and equipped with two movable blinds (18) which can be carried out on two ball guides by means of hydraulic cylinders (20). is, wherein the cross section of the lift nozzle (19) can be controlled from 0 to maximum, for which the position of an axis of the lift nozzle (19) is regulated in an assumed range with respect to a center of gravity of the hypersonic aircraft (1) on the longitudinal axis to a to compensate for the balance disturbed during the flight, the design and pressure regime of the lift nozzle (19) allowing it to work with different air jet speeds, including an environmentally friendly air jet speed for the operation of the hypersonic aircraft (1) near a metropolitan area wherein a steerable spheroidal air jet nozzle (17) for propulsion and a steerable spheroidal air jet nozzle (22) for propulsion enable precise attitude control of the hypersonic aircraft (1) immediately upon take-off. Hyperschall-Flugzeug (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass eine Marschdüse (15) des Hyperschall-Flugzeugs (1) die Steuerung der Schubrichtung in einem Radiant-Winkel mittels einer lenkbaren sphäroidischen Luftstrahldüse hat, wobei die Marschdüse (15) mittels einer Klappe (23) völlig aus- oder partiell angeschaltet werden kann, wobei die Marschdüse (15) als Klapp-Düse (16) verschiedene Verlängerungen des Profils annimmt, um mit verschiedenen Fluggeschwindigkeiten und bei verschiedenen Flughöhen, den Großteil der Stratosphäre inklusive, zu arbeiten.Hypersonic aircraft (1) according to one of the Claims 1 until 4 , characterized in that a cruise nozzle (15) of the hypersonic aircraft (1) has the control of thrust direction at a radian angle by means of a steerable spheroidal air jet nozzle, the cruise nozzle (15) being fully or partially expanded by means of a flap (23). can be switched on, with the cruise nozzle (15) as a folding nozzle (16) adopting different extensions of the profile in order to work at different flight speeds and at different flight altitudes, including most of the stratosphere. Hyperschall-Flugzeug (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass beim Flug in der Atmosphäre und partial in der Stratosphäre als Kraftstoff Kerosin, der den Großteil des Flügels (4) belegt, dient, wobei eine Kombination von flüssigem Kraftstoff, Erdgas oder Wasserstoff mit kryogenem Sauerstoff es erlaubt, die Fluggeschwindigkeit bis zu einem Stratosphären-Flug aufzubauen oder sogar zu suborbitalen Geschwindigkeiten weiterzuentwickeln.Hypersonic aircraft (1) according to one of the Claims 1 until 5 , characterized in that when flying in the atmosphere and partially in the stratosphere, kerosene is used as fuel, which occupies most of the wing (4), a combination of liquid fuel, natural gas or hydrogen with cryogenic oxygen allowing the flight speed to be increased to build up to a stratospheric flight or even further develop to suborbital speeds. Hyperschall-Flugzeug (1) nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass das Hyperschall-Flugzeug (1) oder sogar ein suborbitales Flugzeug mit Senkrechtstart/-landung als Träger orbitaler Flugzeuge (2) vom Typ „Shuttle“ oder „Buran“ mit einem Anfahr-Block (3) gebaut ist.Hypersonic Aircraft (1) after claim 6 , characterized in that the hypersonic aircraft (1) or even a suborbital aircraft with vertical take-off/landing as a carrier of orbital aircraft (2) of the "Shuttle" or "Buran" type is built with a launch block (3). Hyperschall-Flugzeug (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass ein horizontaler Start der kosmischen Flugzeuge von dem Hyperschall-Flugzeug (1) billiger als ein gerader Start mit einem Raketenträger sowie möglich beinahe von jedem Flughafen ist, wodurch die Entwicklung der fliegenden Hyperschall-Flugzeugträger es hochentwickelten Ländern wie Deutschland, Frankreich oder England ermöglicht, eigene kosmische Systeme zu entwickeln.Hypersonic aircraft (1) according to one of the Claims 1 until 7 , characterized in that a horizontal launch of the space planes from the hypersonic aircraft (1) is cheaper than a straight launch with a rocket carrier and possible from almost any airport, which makes the development of flying hypersonic aircraft carriers possible for highly developed countries such as Germany, France or England enables to develop own cosmic systems.

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