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Triebwerksanordnung für wiedergewinnbare Raumfahrzeuge Die Erfindung
betrifft eine Triebwerksanordnung für Raumfahrzeuge, welche für mehrfachen Einsatz
sowohl iruierhalb als auch außerhalb der Erdatmosphäre bestimmt sind, mit mehreren
im wesentlichen in einer Ebene nebeneinander und symmetrisch zur Längsachse des
Raumfahrzeuges angeordneten, chemischen Raketentriebwerken, die gemeinsame Treibstoffkomponenten
und gemeinsame Treibstoff-Fördersysteme aufweisen, unabhängig voneinander regelbar
sind und von denen zumindest ein Triebwerk schwenkbar angeordnet ist.
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Ausgehend von der bekanntlich sehr aufwendigen Raketenstufentechnik
mit in Abhängigkeit von der Größe einer anzutreibenden Nutzlast und der Lage einer
zu erreichenden Bahn jeweils nur für einen bestimmten Antriebs- bzw. Höhenbereich
ausgelegten Verlust-Raketentriebwerkenbzw.-Raketentriebwerkskombinationen, liegt
der Erfindung die Aufgabe zugrunde, eine mehrfach verwendbare, integrale Triebwerksanordnung
zu schaffen, die eine wirtschaftliche Anpassung der Schubverhältnisse an wechselnde
aeronautische Bedingungen und somit eine kommerzielle Nutzung als Antrieb für wiedergewinnbare
Raumfahrzeuge ermöglicht und sich insbesondere auch für Raummanöver eignet.
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Diese Aufgabe ist durch eine Triebwerksanordnung gelöst, die neben
bekannten chemischen Raketentriebwerken mindestens ein an sich bekanntes thermonukleares
Raketentriebwerk aufweist, das zentral angeordnet an das gemeinsame Treibstoff-
und -Fördersystem angeschlossen und parallel mit den chemischen Raketentriebwerken
zu einer Triebwerkseinheit derart zusammengefaßt ist, daß sowohl jedes Triebwerk
für sich allein als auch alle Triebwerke gleichzeitig und unabhängig voneinander
in Betrieb nehmbar sind.
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Auf Grund der Triebwerksanordnung nach der Erfindung wird es erstmals
möglich, durch überlagerung und vorteilhafte gegenseitige Beeinflussung der Schübe
bzw. der Ausströnigeschwindigkeiten von unterschiedlichen Raketentriebwerken, insbesondere
durch Ausnutzung des zwischen thennonuklearen und chemischen Raketentriebwerken
bestehenden Unterschiedes der Ausströnigeschwindigkeiten, eine bisher nicht erzielbare
wirtschaftliche Anpassung des Gesamtschubes an die während unterschiedlicher Flugphasen
jeweils herrschenden Bedingungen zu erreichen.
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Zwar ist bereits vorgeschlagen worden, ein thermonukleares Raketentriebwerk
in Kombination mit einem chemischen Raketentriebwerk zu betreiben. Jedoch ist bei
dieser bekannten Triebwerkskombination der Reaktordüse des thermonuklearen Raketentriebwerks
die Brennkammer des chemischen Raketentriebwerks koaxial nachgeschaltet. Dort soll
zum Zwecke einer evtl. erforderlichen Schuberhöhung, insbesondere innerhalb der
Atmosphäre, der mit großer Geschwindigkeit aus der Reaktordüse strömende Wasserstoff
mit Sauerstoff zur Reaktion gebracht werden. Daß bei einer derartigen Nachverbrennung
in der Düse des chemischen Raketentriebwerkes sich zwangläufig eine kleinere Ausströmgeschwindigkeit
ergibt als in der Reaktordüse, folglich der wesentliche Vorteil des thermonuklearen
Raketentriebwerks, nämlich den jeweils erforderlichen Schub durch Ausblasen einer
kleinen sekundlichen Masse mit relativ großer Ausströnigeschwindigkeit zu erzielen,
nicht ausgenutzt werden kann, liegt auf der Hand.
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Nach einem weiteren Vorschlag ist noch eine Kombination von unterschiedlichen
Raketentriebwerken bekanntgeworden, wonach ein einstufiges thermonukleares Raketentriebwerk
als zweite Raketenstufe auf ein chemisches Raketentriebwerk aufgesetzt ist. Eine
derartige Triebwerkskombination läßt jedoch eine gemeinsame Verwendung der aufeinander
abgestimmten und hintereinander geschalteten Raketenstufen, die für sich allein
alle für ihre Funktion wichtigen Bauteile aufweisen und jeweils für einen bestimmten
Schub und eine bestimmte Brennzeit ausgelegt sind, nicht zu.
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Wie bei ferner bekannten Triebwerkskombinationen, wonach jeweils mehrere
chemische Ruketentriebwerke, von denen ein Teil schwenkbar ist, nebeneinander in
einer Ebene angeordnet sind und eine Raketenstufe bilden, basiert aber weder die
konstruktive und regeltechnische Zuordnung der einzelnen Raketentriebwerke der bekannten
Triebwerkskombinationen auf einer besonderen gegenseitigen Beeinflussung, noch wird
ein therrnonukleares Raketentriebwerk
gleichzeitig neben chemischen
Raketentriebwerken in einer einstufigen Triebwerksanordnung benutzt.
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Im Gegensatz dazu stützt sich die vorteilhafte gegenseitige Beeinflussung
der unterschiedlichen Raketentriebwerke nach der Erfindung auf den Umstand, daß
sich auf Grund der gewählten Triebwerksanordnung bei einem gemeinsamen und symmetrischen
Parallelbetrieb der Raketentriebwerke im Strahlbereich der benachbart zueinander
und symmetrisch zur Reaktordüse angeordneten und vorzugsweise mit dieser in einer
Ebene endenden Düsen ein Mischgeschwindigkeitsfeld aufbaut, dessen Geschwindigkeitsspitze
in Richtung der Achse der Reaktordüse liegt und von der Auslegung des thermonuklearen
Raketentriebwerks abhängig ist sowie je nach Auslegung und Zuordnung der
chemischen Raketentriebwerke gegenüber deren Düsen etwa parabel- oder ellipsenförmig
auf deren Austrittsgeschwindigkeit abfällt. Durch Ein- oder Ausschalten sowie durch
Leistungsregelung einzelner oder mehrerer Raketentriebwerke läßt sich somit nicht
nur das Mischgeschwindigkeitsfeld im Strahlbereich der Düsen innerhalb weiter Grenzen
ändern, z. B. laufend Änderungen der Atmosphäre anpassen, sondern darüber hinaus
kann ohne zusätzliche Mittel auch die Lage, die Richturg und die Größe des aus der
Triebwerksanordnung resultierenden Schubvektors weitgehend geändert werden.
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Ferner kann je nach Bedarf der Schub der unterschiedlichen
Raketentriebwerke wahlweise gemeinsam oder allein ausgenützt werden, so daß für
Navigationsmanöver stets ausreichender Schubüberschuß vorhanden ist. So können beispielsweise
innerhalb der Erdatmosphäre Flüssigkeitsraketentriebwerke mit hohen spezifischen
Schubimpulsen, wie sie sich bei der Verwendung von Fluor und Wasserstoff als Treibstoffkomponenten
ergeben, als Starttriebwerke benützt werden. Diese übernehmen, nachdem ab einer
vorbestimmten Höhe das thennonukleare Raketentriebwerk in Betrieb gesetzt ist, die
Funktion von Steuer- und Zusatzraketentriebwerken.
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Das thermonukleare Raketentriebwerk wird vorzugsweise für Höhenschub
ausgelegt. Es ist vorzugsweise starr angeordnet und dient überwiegend als Marschtriebwerk.
Auf diese Weise werden nicht nur die Schwierigkeiten, die eine schwenkbare Anordnung
des therrnonuklearen Raketentriebwerks - vor allem wegen des erforderlichen
Strahlenpanzers - mit sich bringt, umgangen, sondern es wird auch der aUgemeine
Aufbau von einstufigen Triebwerksanordnungen für Raumfahrzeuge, insbesondere für
wiedergewinnbare Raumtransporter mit deltaförmiger Ausbildungsform, im Vergleich
zur herkömmlichen Raketenstufentechnik wesentlich vereinfacht.
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Auch die Verwendung einer für beide Triebwerksarten gemeinsamen Treibstoffkomponente
mit einem gemeinsamen Treibstoff-Fördersystern bringt weitere konstruktive Vereinfachungen
sowie Gewichtseinsparungen mit sich.
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Das gemeinsame Treibstoff-Fördersystem bietet auch regeltechnisch
Vorteile, denn die Förderdrücke an den einzelnen Raketentriebwerken sind gleich
oder zumindest proportional zueinander. Daher können beispielsweise brennkammerdruckbedingte,
unterschiedliche Schubwirkungen bei gleichwertigen und gleich eingestellten Raketentriebwerken
nicht unbeabsichtigt auftreten. Sinngemäß gilt unter den angegebenen Bedingungen
das gleich für Raketentriebwerke unterschiedlicher Größenordnung.
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Die Triebwerksanordnung nach der Erfindung kann demnach nicht nur
über Regelorgane einzeln, sondern auch gemeinsam über das Treibstoff-Fördersystem
auf einfache Weise zuverlässig und rasch beeinflußt werden. Dies ist insbesondere
im Hinblick auf vorzunehmende Bahnwechsel oder zur Durchführung der sogenannten
Rendezvous-Technik vorteilhaft.
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Weitere Vorteile nach der Erfindung ergeben sich vor allem hinsichtlich
Anordnung und Gestaltung der Vorratsbehälter für die Treibstoffkomponenten. So können
beispielsweise beide Raketentriebwerksarten aus einem gemeinsamen Vorratsbehälter
mit Brennstoff und die Hochleistungsflüssigkeitsraketentriebwerke ebenfalls aus
einem gemeinsamen Vorratsbehälter mit Oxydator versorgt werden. Es ist somit auch
bei einer Kombination von unterschiedlichen Raketentriebwerksarten möglich, jeweils
in Abhängigkeit von den Einflußgrößen, wie beispielsweise Dichte, Temperatur, Mischungsverhältnis
usw., einer Treibstoffkombination eine günstige Auslegung der Vorratsbehälter
- auch in Anlehnung an eine besondere Ausbildungsform des Raumfahrzeuges
- zu erzielen. Dies wirkt sich entscheidend auf das Startgewicht und das
Massenverhältnis derartiger Raumfahrzeuge aus.
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Alles Nähere über die Erfindung ergibt sich aus der nachfolgenden
Beschreibung in Verbindung mit der Zeichnung, in welcher ein Ausführungsbeispiel
der erfindungsgemäßen Triebwerkskombination mehr oder minder schematisch dargestellt
ist.
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Die Zeichnung zeigt einen Längsschnitt durch ein Raumfahrzeug mit
der neuen Triebwerksanordnung. Hieraus sind die hauptsächlichen Merkmale eines Raumfahrzeuges,
soweit diese die Erfindung betreffen, ersichtlich. Eine im wesentlichen trapezförrnig
ausgebildete Zelleneinheit 1 weist in ihrem vorderen Teil eine hier nur schematisch
angegebene Nutzlast 2 auf. Dieser schließen sich Vorratsbehälter 3 und 4
für den Oxydator' und ein Vorratsbehälter 5 für den Brennstoff an. Die Abschirmung
und Isolierung zwischen Vorratsbehälter und Zelleneinheit sind in der Zeichnung
weggelassen. Ein thermonukleares Raketentriebwerk 10 ist durch einen Reaktor
11 und eine Düse 12, vier Flüssigkeitsraketentriebwerke 15, 20,
25, 30 sind durch vier nebeneinander und symmetrisch zum thermonuklearen
Raketentriebwerk 10 angeordnete Brennkammern 16, 21, 26 und
31 und Düsen 17,
22, 27 und 32 angedeutet. Die Vorratsbehälter
3 und 4 sind über eine Leitung 6 miteinander und über Leitungen
7, 18 und 23 bzw. 8, 28 und 33 mit den Flüssigkeitsraketentriebwerken
15 und 20 bzw. 25 und 30
verbunden. Der Vorratsbehälter
5 steht über Leitungen 9 und Zweigleitungen 19 und 24 bzw.
29 und 34 mit den Flüssigkeitsraketentriebwerken 15 und 20 bzw.
25 und 30 und mit dem Reaktor 11 über eine Leitung
37 direkt in Verbindung. In den Leitungen 18, 23, 28 und
33 bzw. in den Zweigleitungen 19, 24, 29 und 34 bedeuten die
Zahlen 14 Regelorgane, welche von einer zentralen Stelle in hier ebenfalls nicht
dargestellter Weise beeinflußbar sind. Die erforderlichen Pumpen bzw. Drucksysteme
der Treibstoff-Fördersysteme sind, da sie die Erfindung nicht betreffen, der übersieht
wegen in der Zeichnung weggelassen.
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Ein Strahlenpanzer 13 schirmt das thermonukleare Raketentriebwerk
10 gegenüber den Vorratsbehältern 3, 4 und 5 und den Flüssigkeitsraketentriebwerken
15,
20, 25 und 30 ab. Durch Drehachsen 35 und 36 ist angedeutet,
daß die Flüssigkeitsraketentriebwerke 15 und 30 um zwei Achsen schwenkbar
angeordnet sind.
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Die Wirkungsweise der beschriebenen Triebwerksanordnung ist folgende:
Beim Start werden in bekannter Weise die Flüssigkeitsraketentriebwerke
15, 20, 25 und 30 gezündet, wobei es selbstverständlich gleichgültig
ist, ob der benötigte Startschub von den vier dargestellten oder einer beliebigen
Anzahl von Düsen geliefert wird. Auch spielt es dabei keine Rolle, ob derartige
Raumfahrzeuge senkrecht oder waagerecht starten oder beispielsweise sogenannte Startschlitten
als Starthilfe benutzen. Der Gesamtschub der Flüssigkeitsraketentriebwerke ist jeweils
so bemessen, daß das zu beschleunigende Raumfahrzeug zumindest mit Sicherheit eine
Höhe erreicht, in welcher das thermonukleare Raketentriebwerk 10 ohne schädliche
Rückwirkungen auf die Erde in Betrieb genommen werden kann. Ab dieser Höhe
tritt das thermonukleare Raketentriebwerk 10 als Marschtriebwerk in Tätigkeit
und kann wahlweise durch eines oder mehrere der Flüssigkeitsraketentriebwerke unterstützt
werden bzw. werden diese Flüssigkeitsraketentriebwerke zur Lage- und Bahnbeeinflussung
des Raumfahrzeuges herangezogen. Zum Zwecke der Stabilisierung und der Steuerung
können sowohl die Flüssigkeitsraketentriebwerke und an sich auch das thermonukleare
Raketentriebwerk schwenkbar angeordnet sein. Derselbe Effekt läßt sich aber auch
bei starrer Triebwerksanordnung durch momentenbildende Schubregelung erzielen. Um
den Schub feiner dosieren zu können, empfiehlt es sich, hierbei die Anzahl der Flüssigkeitsraketentriebwerke
und insbesondere die Anzahl der regelbaren Triebwerksdüsen zu erhöhen. Hierfür eignet
sich die Triebwerksanordnung nach der Erfindung besonders und schließt gleichzeitig
beide der angeführten Möglichkeiten für eine Lage- und Bahnbeeinflussung
- auch in Kombination - ein.
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Nach vollzogener Aufgabe erfolgt der Wiedereintritt des Raumfahrzeuges
in bekannter Weise durch Abbremsen mittels eines oder meherer der vorstehend beschriebenen
Raketentriebwerke. Wenn beispielsweise das Raumfahrzeug in Form eines deltafönnigen
Raumgleiters ausgebildet ist, so erfolgt der Wiedereintritt in die Atmosphäre, das
sogenannte Eintauchen und auch die spätere Landung nach aerodynamischen Gesichtspunkten.
Hierbei läßt sich die am Raumfahrzeug auftretende Erwärmung innerhalb bestimmter
Grenzen halten, weil die Möglichkeit besteht, die kinetische Energie des Raumfahrzeuges
wahlweise in Reibungswärmeund/oder inpotentielleEnergieumzusetzen. Auf diese Weise
ist eine sogenannte gezielte Gleitlandung - mit oder ohne Unterstützung durch
die vorstehend beschriebenen Raketentriebwerke auf jedem beliebigen Punkt der Erde
möglich.