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Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Betrieb eines Raketentriebwerks, wodurch ermöglicht wird, einstufige Trägerraketen zur Verfügung zu stellen, die über die Brenndauer des Triebwerks hinweg einen optimalen Schub und einen maximalen spezifischen Impuls erzielen. Ferner betrifft die Erfindung ein Raketentriebwerk, welches die Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens ermöglicht.
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Beim Flug einer Rakete müssen sich zum Teil widersprechende Anforderungen und sich ändernde Umgebungsbedingungen berücksichtigt werden, um einen effektiv arbeitenden Raketenantrieb zu erhalten.
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Zunächst wird beim Start der Rakete und unmittelbar danach ein „schwerer” Raketentreibstoff benötigt, der bei seiner Verbrennung für einen großen Schub sorgt. Im weiteren Verlauf des Steigfluges wird ein „leichter” Brennstoff gebraucht, der für einen hohen spezifischen Impuls sorgt.
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Derzeitige Trägersysteme werden diesen Anforderungen gerecht, indem sie mehrstufig aufgebaut sind. Dabei wird zwischen tandem und parallel gestuften Trägersystemen unterschieden.
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Bei tandem gestuften Trägersystemen sind mehrere einzelne Stufen übereinander gestapelt, die unterschiedliche Brennstoffe bei der Verbrennung nutzen. In der ersten Stufe wird ein schwerer Brennstoff verbrannt, der für einen großen Schub sorgt. In der/den nächsten Stufe/n wird leichter Brennstoff verbrannt, der für einen hohen spezifischen Impuls sorgt. Nach Verbrauch der Treibstoffe wird die zugehörige Stufe abgetrennt und der Raketenmotor der nächsten Stufe aktiviert. Nachteilig ist, dass stets tote Nutzlast in Form der nicht in Betrieb befindlichen Raketenmotoren mitgeführt und beschleunigt werden muss.
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Bei parallel gestuften Trägersystemen, so beispielsweise bei der Ariane 5, werden die Einzelstufen parallel angeordnet und zeitgleich aktiviert, wobei allerdings die Parallelstufen, die mit schweren Brennstoff arbeiten (Booster), nur in der Startphase betrieben und dann abgeworfen werden. Vorteilhaft ist, dass die installierte Triebwerkslast während der gesamten Antriebszeit voll ausgenutzt wird; zudem muss kein Triebwerk als tote Nutzlast während der Antriebsphase mitgeführt werden.
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Die Booster werden sehr häufig mit Festbrennstoffen betrieben, die jedoch einige wesentliche Nachteile haben. Feststoffbooster müssen stets im beladenen Zustand transportiert werden, was im Vergleich zu Flüssigtreibstoffraketen, die üblicherweise erst kurz vor dem Start betankt werden, einen Nachteil in Bezug auf Sicherheit (Explosionsrisiko) und Aufwand (Transportgewicht) beim Transport ist. Weiterhin sind die Verbrennungsprodukte der Feststoffrakete zumeist umweltschädlicher als die flüssiger Brennstoffe. Außerdem sind die Booster im Schubregime kaum regelbar und nach dem Zünden nicht mehr abschaltbar.
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Des Weiteren sind die üblicherweise in Parabel- oder Glocken-Form ausgeführten Expansionsdüsen der jeweiligen Triebwerke nur an den Luftdruck eines eng begrenzten Höhenbereichs angepasst, da sie nur im angepassten Regime optimal arbeiten. Das ergibt sich aus der Bedingung, dass der Druck der ausströmenden Verbrennungsgase am Düsenende dem Druck der außen vorliegenden Atmosphäre entsprechen muss, damit das Triebwerk seine volle Leistung entfalten kann. Da der Gasdruck am Düsenende über die gesamte Brenndauer annähernd konstant bleibt, der Druck der Atmosphäre sich jedoch mit steigendem Abstand zur Erdoberfläche fortwährend verringert, arbeiten derartige Triebwerke nur kurzeitig optimal.
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Aus dem Stand der Technik sind Lösungen bekannt, bei denen die Triebwerksgeometrie verändert wird, um sich dem sich ändernden Umgebungsdruck anzupassen. Derartige Lösungen konnten sich in der Praxis jedoch nicht durchsetzen, da sie fertigungs- und regelungstechnisch aufwendig und zudem masseintensiv sind.
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Eine aktive Höhenanpassung des Raketentriebwerks ist mit Aerospike- oder Plug-Nozzle-Triebwerken nicht notwendig. Triebwerke diesen Typs erreichen in der Theorie eine 90%ige Effizienz unabhängig vom Luftdruck. Damit übertreffen sie jedes traditionelle Glockentriebwerk.
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Mit den bekannten Plug-Nozzle-Triebwerken, wie es beispielsweise in
US 2005 022 36 95 A1 beschrieben ist, wird jedoch nicht das Problem gelöst, dass man für die verschiedenen Phasen des Raketenfluges weiterhin gestufte Trägersysteme benötigt, die zunächst für einen hohen Schub und später für einen hohen spezifischen Impuls sorgen.
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Um diesem Umstand zu entgegnen, wurden Versuche unternommen, Aerospike- bzw. Plug-Triebwerken zu entwickeln, die nach dem Start der Rakete zunächst mit einem schweren Treibstoff, der für einen großen Schub sorgt, und im weiteren Verlauf mit einem leichten Treibstoff, der für einen hohen spezifischen Impuls sorgt, zu betreiben.
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Entwicklungen in diese Richtung scheitern bislang jedoch u. a. daran, dass die Triebwerke nur dann effektiv arbeiten, wenn der Massestrom durch die Düsen dem Düsenquerschnitt angepasst ist. Beim Start der Rakete wird ein sehr hoher Massestrom durch das Triebwerk benötigt. Sobald die Rakete durch Brennstoffverbrauch schon stark an Masse verloren hat, wäre ein geringerer Massestrom durch das Triebwerk ausreichend, um die Rakete weiter zu beschleunigen. Reduziert man den Massestrom in solch einem Triebwerk, ohne den Düsenquerschnitt an diesen reduzierten Massenstrom anzupassen, so genügt der erzeugte spezifische Impuls nicht mehr aus, um die Rakete auf ihre Endgeschwindigkeit zu beschleunigen.
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Aufgabe der Erfindung ist es, ein Verfahren zum Betrieb eines Raketentriebwerks für eine einstufige Rakete zur Verfügung zu stellen, das den sich ändernden Anforderungen bezüglich Schub und spezifischen Impuls beim Flug einer einstufigen Trägerrakete gerecht wird. Ferner soll ein einfach aufgebautes Plug-Nozzle-Triebwerk geringer Masse zur Durchführung des Verfahrens bereitgestellt werden.
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Gelöst wird die Aufgabe durch die Merkmale der unabhängigen Patentansprüche 1 und 6, vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind den Unteransprüchen zu entnehmen.
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Nach Maßgabe der Erfindung wird die Aufgabe dadurch gelöst, dass in Abhängigkeit von der Flughöhe der Rakete der Schub und der spezifische Impuls dadurch variiert werden, dass sich unterscheidende und in ihrer Menge regelbare Brennstoffe mit einem Oxidator in dem Raketentriebwerk zur Reaktion gebracht werden. Beim Start der Rakete werden in einer ersten Brennkammer des Raketentriebwerkes zumindest ein Kohlenwasserstoff mit Sauerstoff und in einer zweiten Brennkammer des Raketentriebwerkes Wasserstoff mit Sauerstoff zur Reaktion gebracht. Die Reaktion in der ersten Brennkammer wird so lange aufrecht erhalten, bis der Kohlenwasserstoff verbraucht ist. In der zweiten Brennkammer, die kleiner als die erste ist, werden Wasserstoff und Sauerstoff so lange eingespritzt, bis der Wasserstoff verbraucht ist. Die Brennstoffmengen sind so bemessen, dass der Kohlenwasserstoff früher verbraucht ist als der Wasserstoff.
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Vor der Einspritzung der Brennstoffe in die Brennkammern werden diese an den Wänden der Brennkammern entlang geführt, wobei sie den Wänden Wärmeenergie entziehen und diese damit kühlen. Dadurch wird die Kühlung der Brennkammern vom Startbeginn an bis zum Brennschluss gewährleistet.
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Bevorzugt wird in die erste Brennkammer ausschließlich ein Kohlenwasserstoff und in der zweiten Brennkammer Wasserstoff verbrannt. Durch die Verbrennung des schweren Kohlenwasserstoffs – bevorzugt Ethanol oder Methan – beim Start der Rakete wird bewirkt, dass das Triebwerk eine sehr hohe Schubleistung entwickelt. Sobald der schwere Brennstoff verbraucht ist, wird das Triebwerk nur noch mit dem leichten Brennstoff betrieben. Da die Gesamtmasse der Rakete nach Verbrauch des Kohlenwasserstoffs stark reduziert ist, wird eine entsprechend geringere Triebwerksleistung benötigt; die Schubleistung, die durch die Verbrennung des Wasserstoffs in der zweiten Brennkammer erzeugt wird, ist dafür ausreichend. Gleichzeitig wird damit der benötigte hohe spezifische Impuls erzeugt, um die Rakete auf ihre Endgeschwindigkeit zu bringen.
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In einer weiteren Ausgestaltungsvariante des Verfahrens ist vorgesehen, dass in der ersten Brennkammer zusätzlich zu dem Kohlenwasserstoff Wasserstoff verbrannt wird; in der zweiten Brennkammer wird ausschließlich Wasserstoff mit Sauerstoff zur Reaktion gebracht.
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Die Verwendung von flüssigen Ethanol oder Methan als schweren Brennstoff anstatt von Festbrennstoff ist vorteilhaft, da der Brennstoff für die Verbrennung regelbar, sicher zu handhaben und bei seiner Verbrennung wesentlich umweltschonender ist, als die Festbrennstoffe.
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Das Raketentriebwerk zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens ist als Plug-Nozzle-Triebwerk ausgeführt. Es bestehend aus einem Hauptkörper, an dessen unteren Ende sich ein Zentralkonus (plug-nozzle oder spike) anschließt. Der Hauptkörper wird von einer ersten Ringbrennkammer, die in ihrem unteren Ende in eine Ringhalsdüse mündet, umschlossen. Im Zentralkonus ist eine zweite Ringbrennkammer mit einer zweiten Ringhalsdüse vorhanden, die beide kleiner sind, als die erste Brennkammer und Ringhalsdüse. Die Ringhalsdüsen beider Brennkammern sind so ausgerichtet, dass die Strömungsvektoren der durch sie hindurchströmenden Verbrennungsgase parallel zu der Oberfläche des Zentralkonus sind.
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Über Einspritzdüsen, die sich an den den Ringshalsdüsen gegenüberliegenden Wänden der Ringbrennkammern befinden, werden die Treibstoffe (Kohlenwasserstoff, Wasserstoff und Sauerstoff) in die Brennkammern eingespritzt und dort zur Reaktion gebracht. Die Einspritzdüsen der ersten Brennkammer können Trikoaxialdralldüsen sein, die es ermöglichen, gleichzeitig zwei Brennstoffe (beispielsweise Ethanol und Wasserstoff) und Sauerstoff einzuspritzen.
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In der bevorzugten Ausgestaltung des Raketentriebwerkes wird Ethanol oder Methan dem Triebwerk im flüssigen Aggregatzustand zugeführt und zunächst in zwei ringförmigen Rohren, den Ringsammlern, vorgehalten. Der erste (innere) Ringsammler ist konzentrisch innerhalb des Hauptkörpers angeordnet, der zweite (äußere) Ringsammler befindet sich an der Außenseite der oberen Ringbrennkammer auf Höhe der Ringhalsdüse.
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Vom inneren Ringsammler her wird der Brennstoff an der Außenseite der inneren Wand der Ringbrennkammer zum einen zu den Einspritzdüsen und zum anderen zu einer ringförmigen Kühldüse unterhalb der Ringhalsdüse geführt. Vom äußeren Ringsammler her strömt der Brennstoff entlang der Außenseite der Außenwand der Ringbrennkammer zu den Einspritzdüsen. Beim Entlangströmen an den heißen Wänden der Ringbrennkammer entzieht der Brennstoff den Wänden Wärmeenergie.
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Dadurch werden die Wände der Ringbrennkammer gekühlt und vor Überhitzung und Zerstörung durch die heißen Verbrennungsgase geschützt.
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Im Übergangsbereich von Hauptkörper zum Zentralkonus befindet sich auf Höhe der Ringhalsdüse ein Turbinenabgas-Ringsammler, in dem die vergleichsweise kalten Abgase der Treibstoffpumpen-Turbinen zunächst gesammelt und anschließend der Kühldüse zugeführt werden, wo sie zusammen mit flüssigem Brennstoff aus dieser austreten und im Folgenden an der Oberfläche des Zentralkonus entlang strömen und mit niedriger Temperatur verbrennen.
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Die an der Oberfläche des Zentralkonus entlang strömenden Turbinenabgase und die Brennstoffe nehmen dabei zwei Funktionen wahr; sie kühlen sie den Zentralkonus und wirken als Isolationsschicht zwischen dem Zentralkonus und den heißen Verbrennungsgasen, die durch die Ringhalsdüse austreten.
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Des Weiteren befinden sich auf Höhe der Ringhalsdüse der zweiten Ringbrennkammer zwei weitere Wasserstoff-Ringsammler, wobei der erste Ringsammler von der Ringhalsdüse umschlossen ist und der zweite die Ringhalsdüse umschließt. Von den Ringhalsdüsen aus wird der Wasserstoff an den Wänden der zweiten Ringbrennkammer entlang geführt, wobei der Wasserstoff von dem flüssigen in den gasförmigen Zustand übergeht. Der gasförmige Wasserstoff wird schließlich den Einspritzdüsen zugeführt. Ein Teil des Wasserstoffs, der in dem von der Ringhalsdüse umschlossen Ringsammler vorgehalten wird, strömt durch eine zweite Kühldüse, die sich unmittelbar unterhalb der Ringhalsdüse der zweiten Ringbrennkammer befindet, aus. Der ausströmende Wasserstoff schmiegt sich an die Oberfläche des Zentralkonus an und bildet damit wiederum eine Isolationsschicht zwischen den heißen Verbrennungsgasen und dem Zentralkonus.
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Es ist vorgesehen, einen Teil der Turbinenabgase durch eine Richt-Düse in der Spitze des Zentralkonus ausströmen zu lassen, die für eine Homogenisierung der Strömungsrichtung der an der Spitze des Zentralkonus zusammenlaufenden Verbrennungsgase sorgen.
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Somit wird ein äußert effektiver Raketenantrieb zur Verfügung gestellt, der über den gesamten von der Rakete durchflogenen Höhenbereich mit hohem Wirkungsgrad arbeitet und zugleich den unterschiedlichen Anforderungen an Schub und spezifischen Impuls über die Steigphase der Rakete hinweg gerecht wird.
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Die Erfindung wird nachfolgend anhand eines Ausführungsbeispiels und den
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1 und 2 näher erläutert; hierbei zeigen: 1 ein rotationssymmetrisches Triebwerk im Querschnitt
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2 den unteren Bereich des in 1 dargestellten Triebwerks in vergrößerter Darstellung.
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Das in 1 gezeigte Triebwerk besteht aus einem zylindrischen Hauptkörper 1 und einen sich daran anschließendem Zentralkonus 2 (plug-nozzle oder spike) mit einem Öffnungswinkel von ca. 60°. Der Hauptkörper 1 wird von der ersten Ringbrennkammer 3.1 umschlossen, die eine innere Wand 4 und eine äußere Wand 5 besitzt. Im Bereich des Übergangs vom Hauptkörper 1 zum Zentralkonus 2 befindet sich die erste Ringhalsdüse 6.1. Innerhalb der ersten Ringbrennkammer 3.1 sind der Ringhalsdüse 6.1 gegenüberliegend die Einspritzdüsen 7.1 eingebracht.
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Innerhalb des Hauptkörpers 1 und koaxial zu dessen Körperachse befindet sich der der erste, innere Kohlenwasserstoff-Ringsammler 8; außerhalb der ersten Ringbrennkammer 3.1 ist der zweite, äußere Kohlenwasserstoff-Ringsammler 9. Beide Kohlenwasserstoff-Ringsammler 8; 9 werden bei Betrieb des Triebwerks mit schweren Brennstoff beaufschlagt, der von den Ringsammlern 8; 9 ausgehend entlang der Wände 4; 5 der Ringbrennkammer 3.1 zu den Einspritzdüsen 7.1 der ersten Ringbrennkammer 3.1 geleitet wird.
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Über die Einspritzdüsen 7.1 wird der Brennstoff (Ethanol) zusammen mit dem Oxidator (flüssiger Sauerstoff) in die erste Brennkammer 3.1 eingespritzt. Dort reagieren die einzelnen Treibstoffkomponenten miteinander. Die dabei entstehenden Verbrennungsgase 10 strömen durch die erste Ringhalsdüse 6.1 aus der Ringbrennkammer 3.1 aus. Die Öffnung der Ringhalsdüse 3.1 ist orthogonal zur Oberfläche des Zentralkonus 2 ausgerichtet, sodass die Verbrennungsgase 10 weitgehend parallel an der Oberfläche des Zentralkonus 2 entlang strömen.
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Auf Höhe der ersten Ringhalsdüse 6.1 ist im Übergangsbereich von Hauptkörper 1 zum Zentralkonus 2 der Turbineabgas-Ringsammler 11. In ihm werden die vergleichsweise kalten Abgase der Pumpen-Turbine gesammelt und anschließend der Kühldüse 12.1 zugeführt. Der Kühldüse 12.1 wird ebenfalls ein Teil des Brennstoffs aus dem inneren Kohlenwasserstoff-Ringsammler 8 zugeleitet, der an dem unteren Teil der inneren Wand 4 der ersten Ringbrennkammer 3.1 entlang geführt wurde. Wie die Ringhalsdüsen 6.1; 6.2 ist auch die Kühldüse 12.1 derart ausgerichtet, dass das Turbinenabgas-Wasserstoffgemisch 13 parallel zu der Oberfläche des Zentralkonus 2 strömt. Die Kühldüse 12.1 sitzt unterhalb der ersten Ringhalsdüse 6.1, sodass das Turbinenabgas-Brennstoffgemisch 13 einen kühlenden Film zwischen dem Zentralkonus 2 und den heißen Verbrennungsabgasen 10 bildet.
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Innerhalb des Zentralkonus 2, aber unterhalb der zuvor beschriebenen Triebwerksteilen, befindet sich die zweite Ringbrennkammer 3.2 mit einer Ringhalsdüse 6.2, auf deren Höhe sich die Wasserstoff-Ringsammler 14.1 und 14.2 befinden. Diese werden mit Wasserstoff beaufschlagt, der an den Wänden der Ringbrennkammer 3.2 entlang zu den Einspritzdüsen 7.2 geführt wird. Wie der Kohlenwasserstoff bei der Ringhalsdüse 3.1 nimmt hier der Wasserstoff Wärme aus den Wänden der Ringbrennkammer 3.2 auf und kühlt diese damit. In den Wasserstoff-Ringsammlern 14.1; 14.2 ist der Wasserstoff zunächst noch flüssig; er geht in den gasförmigen Aggregatzustand über während er an den Wänden der Ringbrennkammer 3.2 entlang strömt. Der gasförmige Wasserstoff wird zusammen mit flüssigem Sauerstoff in die Ringbrennkammer 3.2 eingespritzt und zur Reaktion gebracht.
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Die bei der Verbrennung entstehenden Verbrennungsgase 10 werden durch die Ringhalsdüse 6.2 ausgestoßen und strömen im Folgenden parallel zu der Oberfläche des Zentralkonus 2. Um den Zentralkonus 2 vor den heißen Verbrennungsgasen 10 zu schützen, ist vorgesehen, dass über eine Kühldüse 12.2, die unterhalb der Ringbrennkammer 6.2 sitzt, reinen Wasserstoff auszustoßen, der als Isolationsschicht zwischen den Verbrennungsgasen 10 und dem Zentralkonus 2 dient.
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Um Verwirbelungen an der Spitze des Zentralkonus zu reduzieren, werden über die Richt-Düse 15 Turbinenabgase 16 ausgeblasen.
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Bezugszeichenliste
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- 1
- Hauptkörper
- 2
- Zentralkonus
- 3.1
- erste Ringbrennkammer
- 3.2
- zweite Ringbrennkammer
- 4
- innere Wand
- 5
- äußere Wand
- 6.1
- erste Ringhalsdüse
- 6.2
- zweite Ringhalsdüse
- 7.1
- Einspritzdüse
- 7.2
- Einspritzdüse
- 8
- innerer Kohlenwasserstoff-Ringsammler
- 9
- äußerer Kohlenwasserstoff-Ringsammler
- 10
- Verbrennungsabgase
- 11
- Turbinenabgas-Ringsammler
- 12.1
- erste Kühldüse
- 12.2
- zweite Kühldüse
- 13
- Turbinenabgas-Brennstoffgemisch
- 14.1
- erster Wasserstoff-Ringsammler
- 14.2
- zweiter Wasserstoff-Ringsammler
- 15
- Richt-Düse
- 16
- Turbinenabgas
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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