 Geht
es um Entwürfe von wiederverwendbaren Raumfahrzeugen oder Hyperschall-Verkehrsflugzeugen,
fällt die Triebwerkswahl in der Regel auf ein Ram-/Scramjet, auch
als Staustrahltriebwerk bezeichnet. Was unterscheidet Staustrahltriebwerke
von “normalen” Antrieben, was qualifiziert sie zum Einsatz bei hohen Flugmachzahlen?
Geforscht wird an Staustrahltriebwerken bereits seit den 50er Jahren.
Der Weg zum Staustrahltriebwerk
Ein “normales” luftatmendes Turbinenluftstrahltriebwerk (siehe
auch FR 5/98), wie es in den meisten Verkehrsflugzeugen und Militärjets
eingesetzt wird, besteht im wesentlichen aus fünf Komponenten:
Einlauf, Verdichter, Brennkammer, Turbine und Düse. In drei
Arbeitsschritten wird der Schub erzeugt: Einlauf - durch den Flugaufstau
- und Verdichter sorgen für den Druckaufbau, in der Brennkammer
wird dem Arbeitsmedium Luft Energie durch die Verbrennung des
Treibstoffs zugeführt, in der Turbine und in der Düse
expandiert die Luft, wobei die innere Energie des Gases in kinetische
Energie und damit in Schub umgewandelt wird. Der Einsatzbereich
von Turbinenluftstrahltriebwerken reicht bis etwa Ma=3, also der
dreifachen Schallgeschwindigkeit (siehe
auch Kasten “Mach-Zahl”). Bei wachsenden Fluggeschwindigkeiten
wird die Güte des Triebwerksprozesses schlechter. Das kann
zum Beispiel an Hand des brennstoffspezifischen Impulses dargestellt
werden, einer thermodynamischen Kenngröße, die den
pro Brennstoffmasse erzeugten Schub beschreibt. Dieser Wert sinkt
bei Turbinenluftstrahltriebwerken mit steigender Geschwindigkeit
drastisch. Mit anderen Worten: Bei größeren Mach-Zahlen
wird zur Erzeugung des nötigen Schubes unverhältnismäßig
viel Brennstoff benötigt. Ab Ma=3 ist der brennstoffspezifischer
Impuls eines Staustrahltriebwerks besser als der eines Turbinenluftstrahltriebwerks,
wofür in erster Linie dessen
Verdichter verantwortlich ist. Dieser verursacht Verluste, ohne
dass er noch einen nützlichen Beitrag zum Triebwerksprozess
leistet. Denn mit der Fluggeschwindigkeit steigt auch der im Einlauf
durch den Flugaufstau erreichte Druckaufbau erheblich - der Anteil
des Verdichters an der gesamten Verdichtung sinkt: Bei Ma=1 sind
es noch etwa 50 Prozent, bei Ma=2 knapp 15, bei Ma=3 weniger als
vier Prozent. Ab etwa Ma=3 reicht die durch den Flugaufstau erzielte
Verdichtung alleine aus, den Triebwerksprozess in Gang zu bringen.
Der Verdichter wird bei höheren Fluggeschwindigkeiten also
schlicht nicht mehr benötigt. Hinzu kommt, dass auch der
durch den Aufstau hervorgerufenen Temperaturanstieg erheblich
ist. So liegt die Stautemperatur bei Ma=8 - abhängig von
der Flughöhe - zwischen 3000 (2727 °C) und 4000 (3727
°C), bei Ma=12 um 8000 Kelvin (7727 °C). Bei derart hohen
Temperaturen können herkömmliche Verdichter nicht eingesetzt
werden, da die Verdichterschaufeln nicht zu kühlen wären
- und Materialien, die dem standhalten, existieren nicht. Die
logische Konsequenz: Man lässt den Verdichter weg. Dann ist
auch die Turbine überflüssig, die ja nur den einen Zweck
hat, den Verdichter anzutreiben. So ergibt sich beim Staustrahltriebwerk
ein sehr viel einfacherer Aufbau: Einlaufdiffusor, Brennkammer,
Düse.
Ramjet - Scramjet
In Turbinenluftstrahltriebwerken wird das Kerosin in der Brennkammer
bei relativ geringen Strömungsgeschwindigkeiten der Luft - etwa Ma=0,2
- verbrannt. Dadurch ist eine gute Durchmischung von Luft und eingespritztem
Brennstoff und ein hoher Verbrennungswirkungsgrad möglich. Diesen
Vorteil möchte man natürlich auch bei Staustrahltriebwerken nutzen
- zumal bei der sogenannten Unterschallverbrennung sehr viel mehr Erfahrungswerte
vorliegen. Bei einer Geschwindigkeit von Ma=3 oder Ma=4 stellt das auch
kein Problem dar. Die treten jedoch auf, wenn die Fluggeschwindigkeit weiter
gesteigert werden soll. Warum? Die hohen Flug- und damit Triebwerkseintrittsgeschwindigkeiten
müssen im Einlaufdiffusor auf die moderaten Brennkammergeschwindigkeiten
reduziert werden. Das ist mit Verlusten verbunden (siehe Kasten “Verdichtung
im Überschall”), und die Verluste werden um so größer,
je höher die Triebwerkseintrittsgeschwindigkeit ist. Darunter leidet
die Güte des Triebwerksprozesses, der Schub sinkt. Ab einer bestimmten
Fluggeschwindigkeit, die bei Ma=6 liegt, ist es sinnvoller, eine weniger
effektive Überschallverbrennung in Kauf zu nehmen, dafür aber
am Einlauf geringere Verluste zu produzieren. Staustrahltriebwerke mit
Unterschallverbrennung werden Ramjet genannt, solche mit Überschallverbrennung
Scramjet (siehe Grafik “Ramjet vs. Scramjet”). Mit Scramjets sind Fluggeschwindigkeiten
bis Ma=20 denkbar.
Unterschiede 
Aus den unterschiedlichen Verbrennungen bei Ram- und Scramjet ergeben sich
Konsequenzen für den Aufbau des Triebwerks: Im Einlauf-Diffusor des
Ramjets muss die Strömungsgeschwindigkeit mit einem abschließenden
Geradstoß auf Unterschall gebracht werden. Es folgt ein Unterschall-Diffusor
- im wesentlichen ein Strömungskanal mit wachsendem Querschnitt -,
in dem weiter Druck auf- und Geschwindigkeit abgebaut wird. Die Düse
eines Ramjets muss eine Lavaldüse sein, um die Strömung wieder
auf überschall beschleunigen zu können (siehe Kasten “Lavaldüse”).
Die Düse eines Scramjets dagegen ist nur einfach divergent, ihr Querschnitt
wächst. Da bei einer Verbrennung im überschall die Strömungsgeschwindigkeit
sinkt und der Druck steigt - bei einer Unterschallverbrennung ist es umgekehrt
-, wird bei einem Scramjet mit dem Isolator zwischen Diffusor und Brennkammer
ein zusätzliches Bauteil eingeführt. Wie es der Name vermuten
lässt, hat der Isolator den Zweck, die Brennkammer von dem Einlauf
zu isolieren - er soll verhindern, dass sich der bei der Überschallverbrennung
steigende (Gegen-) Druck über die Wandgrenzschicht auf die Diffusorströmung
auswirkt. Im Extremfall kann es zu einer Blockierung des Einlaufes kommen.
Im Isolator bildet sich ein Phänomen aus, das als “shock-train” bezeichnet
wird und aus einer wechselnden Folge von Verdichtungsstößen
und Expansionen besteht. Dieses Gebilde wird durch Stoß-Grenzschicht-Wechselwirkungen
an den Isolator-Wänden verursacht und hat auch einen - erwünschten
- weiteren Anstieg des Druckes in der Strömung zur Folge.
Dual-Mode und Kombi-Triebwerk
Ein Staustrahltriebwerk ist nicht startfähig, da ihm der Verdichter
fehlt - im Stand gibt es keinen Flugaufstau. Damit ist klar: Ein luftatmendes
Triebwerk, das vom Stand bis zu hohen Mach-Zahlen verwendbar ist, existiert
nicht. Nun kann ein Hyperschall-Flugzeug aber nicht erst bei Ma=3 losfliegen,
es muss starten und den ganzen Geschwindigkeitsbereich durchqueren können.
Daraus ergibt sich die Notwendigkeit, das Flugzeug auf andere Weise zu
beschleunigen, bis bei etwa Ma=3 das Staustrahltriebwerk eingesetzt werden
kann. Grundsätzlich stehen zwei Konzepte zur Auswahl: Bei einem zweistufigen
Aufbau, wie es zum Beispiel das Sänger-Programm vorsah, wird das staustrahlgetriebene
Flugzeug von einem anderen, konventionell angetriebenen Vehikel auf Höhe
und Geschwindigkeit transportiert. Auch die X-43 muss von einem Träger
gestartet werden. Bei einem einstufigen Konzept wie der NASA HYCAT-Studie
werden Staustrahltriebwerk und Turbinenluftstrahltriebwerk in einem Flugzeug
kombiniert, bei etwa Ma=3 von einem auf das andere umgeschaltet. Um den
Einsatzbereich des Hyperschall-Flugzeuges weiter zu vergrößern,
wird angestrebt, die Staustrahltriebwerke “dual-mode”-fähig zu machen,
was bedeutet, dass sie sowohl im Ram- als auch im Scramjet-Modus betrieben
werden können. So kann das Triebwerk optimal an die jeweilige Fluggeschwindigkeit
angepasst werden.
Verbrennung im Überschall
Wie bei Raketenantrieben ist als Brennstoff für Staustrahltriebwerke
Wasserstoff an Stelle von Kerosin vorgesehen. Der Grund: Die sehr viel
höherer Energiedichte des Wasserstoffs, pro Kilogramm Treibstoff kann
dem Prozess die etwa dreifache Menge an Energie zugeführt werden.
Der Nachteil von Wasserstoff ist die geringe Dichte und die damit großen
Tankvolumina. Beim Scramjet ist die Durchmischung von Luft und Brennstoff
wegen der hohen Geschwindigkeiten - am Brennkammereintritt zwischen Ma=2
und Ma=3, am Austritt Ma=1,2 bis Ma=1,6 - äußerst schlecht und
die Verbrennung wenig effektiv. Die Brennkammer muss länger gebaut
werden, um dennoch eine ausreichende Durchmischung zu ermöglichen.
Es gibt verschiedene Überlegungen, wie der Brennstoff - gasförmiger
Wasserstoff - am geschicktesten in eine Überschall-Brennkammer eingebracht
werden kann. Grundsätzlich kann man zwischen der (senkrechten) Einspritzung
durch Wandbohrungen und durch in die Strömung gestellte Injektorsysteme
unterscheiden. Bei letzteren erfolgt die Einspritzung im wesentlichen parallel
zur Luftströmung. Sind die Strömungsgeschwindigkeiten von Luft
und Brennstoff unterschiedlich, bildet sich eine in der Regel turbulente
Scherschicht aus, die die Mischung beschleunigt. Mit Hilfe zusätzlicher
Verwirbelung wird versucht, die Turbulenz und damit die Durchmischung zu
erhöhen. Allerdings haben Turbulenzen auch immer Strömungsverluste
zu Folge, so dass es - wie eigentlich immer - darum geht, einen guten Kompromiss
zu finden. Daher hat sich auch die senkrechte Einspritzung, die zu erheblicher
Verwirbelung führt, als nicht günstiger als die parallele erwiesen.
Die Durchmischung in unmittelbarer Nähe der Einspritzdüse ist
gut, andererseits die Eindringtiefe des Brennstoffs gering. Zudem kommt
es im Bereich der Einspritzung zu Stößen und Strömungsablösungen,
die zu Druckverlusten führen.
| Laval-Düse
Unter- und Überschallströmungen haben zum Teil sehr unterschiedliche Eigenschaften.
Ein Beispiel ist die Strömung durch eine Düse. Der Zusammenhang
im Unterschall erscheint sofort plausibel: Verkleinert man den Querschnitt
A der Düse, steigt die Geschwindigkeit v der Strömung, da der
(Massen-) Durchsatz m gleich bleiben muss - was vorne hinein strömt,
muss auch hinten wieder heraus kommen. Andererseits sinkt die Geschwindigkeit,
wenn der Querschnitt größer wird. Das kann jeder mit seinem
Gartenschlauch ausprobieren. Dieser Zusammenhang wird durch den so genannten
Kontinuitätssatz beschrieben:
m = p v A
Unberücksichtigt geblieben ist bei den bisherigen
Überlegungen aber die Dichte p. Die ändert sich
bei hohen Geschwindigkeiten - beschrieben durch die Mach-Zahl
(siehe den entsprechenden Kasten) - erheblich. So kehrt
sich der Zusammenhang zwischen Querschnitt A und Geschwindigkeit
v im Überschall um: Soll die Strömung beschleunigt
werden, muss der Querschnitt A vergrößert werden,
was mit einer Expansion des Gases - die Dichte p sinkt
- verbunden ist. Für eine Düse, in der die Strömung
von Unterschall (Brennkammer-Austritt) auf hohen Überschall
beschleunigt werden soll, heißt das: In einer konvergenten
Düse kommt die Strömung nicht über Ma=1,0,
in einer für den Überschall ausgelegten divergenten
Düse sinkt die Geschwindigkeit der aus der Brennkammer
austretenden Unterschallströmung sogar. Die Lösung
ist eine Kombination beider Bauformen - eben die so genannte
Laval-Düse. In ihrem konvergenten Teil beschleunigt
die Unterschallströmung bis auf Ma=1,0, die im engsten
Querschnitt erreicht werden. Im divergenten Teil kann
die dann überschallschnelle Strömung expandieren
und weiter beschleunigen. Ob und welche Überschall-Geschwindigkeit
am Austritt der Düse erreicht wird, hängt vom
Flächenverhältnis A(D)/A* und vom Druckverhältnis
p(0)/p* ab.
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Viel zu tun
. . . Der Themenkomplex Überschallverbrennung ist nicht der
einzige, der beim Staustrahltriebwerk noch einiges an Optimierungsarbeit
erfordert. Weitere Problemfelder sind die Stoß-Grenzschicht-Wechselwirkungen
an den Wänden von Isolator und Diffusor, das sogenannte “Unstart”-Verhalten
bei Innenverdichtungseinläufen oder Werkstoffe, die hohen Temperaturen
widerstehen können.
Wolfgang Birkenstock (www.wb-on.de)
Start einer Bomarc per Raketenantrieb. Mit den Ramjets wurden
Geschwindigkeiten bis Mach 2,8 erreicht. (Picture by Boeing)
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