Staustrahlantriebe
Entwicklung, Technik und Probleme
     
 
Schon in den 50er Jahren nutzte die Luftabwehrrakete "Bomarc"
einen kombinierten Raketen/Ramjet-Antrieb. Eines der beiden
Ramjet-Triebwerke ist gut zu erkennen. (Picture by USAF)
 
 
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 Liniedessen 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.

X-43A während Bodentests (Picture by NASA Dryden Flight Research Center)

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. 



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)
 

zur X-43A


Weiterführende Literatur/Homepages
Ü NASA Dryden Flight Research Center, www.dfrc.nasa.gov
Ü HyFly Programm (ONR/DARPA), www.onr.navy.mil
 
     
     
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