Die Erfindung betrifft einen Raketenantrieb umfassend einen ersten kryogenen Tank und einen zweiten kryogenen Tank, wobei der erste kryogene Tank mit einem ersten Treibstoff und der zweite kryogene Tank mit einem zweiten Treibstoff zur Speisung mindestens eines wiederholt zündbaren Haupttriebwerks in einer Antriebsphase des Raketenantriebs befüllt ist. Erfindungsgemäß ist zur Tankbedrückung durch eine zumindest geringfügige Beschleunigung in einer Ballistikphase ein erstes Hilfstriebwerk mittels eines ersten Gasdruckspeichers und mindestens ein weiteres Hilfstriebwerk mittels eines weiteren Gasdruckspeichers betreibbar und dem Raketenantrieb ist ein Energiewandlungsaggregat zugeordnet, das zumindest dazu ausgebildet ist, den ersten und den zweiten Gasdruckspeicher bevorzugt in der Ballistikphase aufzuladen. Hierdurch ist der Raketenantrieb besonders energieeffizient, was unter anderem eine Nutzlasterhöhung eines mit dem Raketenantrieb ausgerüsteten Raumfahrzeugs gestattet.
A rocket propulsion system comprising a first cryogenic tank and a second cryogenic tank, wherein the first cryogenic tank is filled with a first propellant, and the second cryogenic tank is filled with a second propellant, for purposes of feeding at least one repeatedly ignitable main propulsion unit in a propulsion phase of the rocket propulsion system. For purposes of tank pressurization via at least a low level of acceleration in a ballistic phase, a first auxiliary propulsion unit can be operated by means of a first gas pressure accumulator, and at least one further auxiliary propulsion unit can be operated by means of a further gas pressure accumulator, and the rocket propulsion system is assigned an energy conversion unit, which is designed at least to charge the first and the second gas pressure accumulator, preferably in the ballistic phase.
Raketenantrieb, Verfahren sowie Raumfahrzeug
2022-04-28
Patent
Electronic Resource
German
European Patent Office | 2021
|European Patent Office | 2022
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