Leistungsanalyse von Dual-Mode-Scramjet-Antrieben fuer einstufige Raumtransporter im Bereich der Flugmachzahlen von 3,8 bis 13

The performance characteristics of dual-mode scramjet propulsion systems, i.e. ramjets with subsonic and supersonic combustion in the same combustor, as they are envisaged for single-stage-to-orbit space transports, have been analysed. The two-dimensional engine model used has been developed by E. Krajewski and R. Peters; it has been combined with a likewise two-dimensional simplified aerodynamic model, thus forming a flight vehicle. First, the influence of important thermodynamic and geometric quantities on the performance of the scramjet propulsion system under design conditions are described, followed by an analysis of the limits of operation which these propulsion systems are subject to, if the in-flight angle of attack of the vehicle is changed. For the estimation of the flight performance the engine design parameters have to be specified for a design Mach number 13, starting from an assumption on the flight vehicle length. On this basis the total fuel consumption for the scramjet-driven flight between flight Mach numbers 7 to 13 is estimated. As this flight phase is chracterized by the use of fuel-rich conditions in the combustor, also the performance increase by admission of additional oxygen to the combustor has been studied. Also, the performance characteristics of the ram model, i.e., with subsonic combustion in the scramjet combustor, was analysed, using the condition that the static pressure in the combustor has to be limited for structural reasons. The total fuel consumption for the ramjet-driven flight phase between Mach 3, 8 and 7 is estimated. Finally, the change-over from the ram-mode into the scram-mode, i.e. from subsonic to supersonic combustion, is discussed, mainly viewed from the changes of engine thrust characteristics to be expected. (orig.)In der Arbeit wird das Leistungsverhalten von Dual-Mode-Scramjet-Antrieben, d.h. von Staustrahlantrieben mit Unter- und Ueberschallverbrennung im gleichen Brennraum, wie sie fuer einstufige Raumtransporter in Frage kommen, untersucht. Das benutzte zweidimensionale Triebwerksmodell wurde von E. Krajewski und R. Peters entwickelt; es wurde mit einem vereinfachten zweidimensionalen aerodynamischen Modell zum Flugkoerper ergaenzt. Zunaechst wird der Einfluss der wichtigsten thermodynamischen und geometrischen Groessen auf die Triebwerksleistungen im Auslegungspunkt beschrieben, woran sich eine Untersuchung von Betriebsgrenzen anschliesst, denen diese Antriebe bei Aenderung des Fluganstellwinkels unterliegen. Fuer die Abschaetzung von Flugleistungen wird zunaechst der Antrieb bei Mach 13, ausgehend von einer Vorgabe fuer die Flugkoerperlaenge, ausgelegt und sodann der Brennstoffverbrauch fuer den Flug mit Scramjet-Antrieb zwischen den Machzahlen 7 und 13 ermittelt. Da hierbei Brennstoffueberschuss angewendet werden muss, wird auch die Leistungssteigerung untersucht, die sich durch Zufuhr von zusaetzlichen Sauerstoff zur Scram-Brennkammer erzielen laesst. Abschliessend wird das Leistungsverhalten solcher Triebwerke im Ram-Mode, d.h. bei Unterschallverbrennung im Scram-Brennraum, im Machzahlbereich zwischen 3,8 und 7 betrachtet. Dabei wird als Nebenbedingung auch die Begrenzung der statischen Druckes im Brennraum beruecksichtigt. Auch fuer diesen Flugbereich wird der Missionsverbrauch abgeschaetzt. Abschliessend werden Ueberlegungen zum Uebergang vom Ram- in den Scram-Mode bei der Flugmachzahl 7 angestellt, hauptsaechlich im Hinblick auf die zu erwartenden Aenderungen der Schubcharakteristik des Antriebs. (orig.)SIGLEAvailable from TIB Hannover: RN 437(95-47) / FIZ - Fachinformationszzentrum Karlsruhe / TIB - Technische InformationsbibliothekDEGerman