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2026-04-06T19:30:18Z

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[[Datei:NASA Ramjet Missile GPN-2000-000347.jpg|mini|Von einem Staustrahltriebwerk angetriebener Flugkörper des NACA, 1947]]
[[Datei:ScramjetUSNavy.jpg|mini|Triebwerkstests in den USA, 2002]]
[[Datei:Lorin Jet-Engine-Draft 1913-11-15.png|mini|1913, Zeichnung von [[René Lorin]] zum Prinzip eines Staustrahltriebwerkes]]
Ein '''Staustrahltriebwerk''' (auch '''''Ramjet''''', zu {{enS|ramjet}}, und als Ausführung mit Überschallverbrennung, zu englisch ''{{lang|en|[[supersonic]] combustion}}'', '''''Scramjet''''' genannt) ist ein luftatmendes [[Strahltriebwerk]], bei dem die Kompression der dem Verbrennungsraum zugeführten Luft nicht durch bewegliche Teile wie [[Verdichter|Turboverdichter]] erfolgt, sondern allein durch das Verzögern der relativen Strömungsgeschwindigkeit des Gases selbst in einem Einlauf.

Staustrahltriebwerke können daher keinen Standschub erzeugen und funktionieren erst ab einer Mindestgeschwindigkeit; teilweise erst bei [[Überschallgeschwindigkeit]]. Zum Start und Erreichen der Marschgeschwindigkeit werden häufig abwerfbare Hilfsraketen ([[Booster (Raketenantrieb)|Booster]]) verwendet.

Mitunter wird auch das [[Pulsstrahltriebwerk]], das etwa in der [[Fieseler Fi 103|V1]] eingesetzt wurde, als Staustrahltriebwerk bezeichnet. Bauweise und Funktion weichen jedoch deutlich ab: Das Pulstriebwerk nutzt keine Kompression, arbeitet auch im Stand und zudem intermittierend.

Staustrahltriebwerke wurden bereits Anfang des 20. Jahrhunderts von [[René Lorin]] beschrieben, sind aber weiterhin selten und wurden bisher vor allem bei [[Flugabwehrrakete]]n wie der sowjetischen [[2K11 Krug]] und [[2K12 Kub]], der britischen [[Bristol Bloodhound|Bloodhound]] und der US-amerikanischen [[Bomarc]], der [[Luft-Luft-Rakete]] [[MBDA Meteor]] oder dem [[Marschflugkörper]] [[SM-64 Navaho|Navaho]] praktisch eingesetzt. Weiter verfügen die russischen [[Seezielflugkörper]] [[SS-N-26 Strobile|P-800 Oniks]] und [[SS-N-22 Sunburn|P-80/270 Moskit]] über solche Antriebe.

== Grundlage ==
Das Funktionsprinzip und der grundsätzliche mechanische Aufbau dieser [[Triebwerk]]e ist verglichen mit [[Gasturbine]]n-basierten Antrieben sehr einfach. Wie auch [[Turbinen-Strahltriebwerk|Turboluftstrahltriebwerke]] können Staustrahlantriebe thermodynamisch mit dem [[Joule-Kreisprozess|Joule-Prozess]] beschrieben werden.<ref>{{Internetquelle |url=https://web.mit.edu/16.unified/www/SPRING/propulsion/notes/node27.html |titel=3.7 Brayton Cycle |abruf=2024-03-17}}</ref> Die Beherrschung der [[Aerodynamik]] bei den Operationsgeschwindigkeiten (bis zur zehnfachen Schallgeschwindigkeit<ref>{{Literatur |Autor=A. Panta, A. Mohamed, M. Marino, S. Watkins, A. Fisher |Titel=Unconventional control solutions for small fixed wing unmanned aircraft |Sammelwerk=Progress in Aerospace Sciences |Band=102 |Datum=2018-10 |ISSN=0376-0421 |DOI=10.1016/j.paerosci.2018.07.005 |Seiten=122–135}}</ref>) ist jedoch anspruchsvoll.

Grundsätzlich gewinnt ein [[Strahltriebwerk]] seinen [[Schub]] durch die Verbrennung von [[Kraftstoff|Treibstoff]]. Für eine effektive Verbrennung ist aber eine Verdichtung der zugeführten [[Luft]] notwendig. Bei Fluggeschwindigkeiten im Unterschallbereich wird heutzutage meist ein [[Mantelstromtriebwerk|Turbofan]]-Triebwerk benutzt, das einen mehrstufigen Axialverdichter verwendet. Bei höheren Fluggeschwindigkeiten ergibt sich durch die Stauwirkung des Triebwerks jedoch eine konkurrierende Druckerhöhung, wodurch der Anteil des Axialverdichters an der Druckentwicklung abnimmt. Bei Mach 1 sind es jeweils ca. 50 %, bis Mach 3 sinkt der Anteil auf ca. 0 % ab. Bei mehrfacher Schallgeschwindigkeit nimmt somit der [[Wirkungsgrad]] konventioneller Gasturbinen-Strahltriebwerke ab, während andererseits der Staudruck bereits zu einer ausreichenden Luftkompression führt.

Auf diesem Prinzip beruhen Staustrahltriebwerke, die jedoch nicht im Stand oder bei niedrigen Geschwindigkeiten arbeiten, da dann mangels Staudruck keine Kompression erfolgt. Zum Erreichen ihrer Operationsgeschwindigkeit müssen sie daher stets durch ein Hilfstriebwerk oder andere Mittel beschleunigt werden. Ihr optimales Leistungsspektrum beginnt meistens dort, wo auf [[Gasturbine]]n basierende [[Strahltriebwerk]]e ihr Optimum verlassen.<ref>{{Literatur |Autor=S. Seckin, K.B. Yuceil |Titel=Flow Visualization of a Scramjet Inlet – Isolator Model in Supersonic Flow |Sammelwerk=EPJ Web of Conferences |Band=45 |Datum=2013 |ISSN=2100-014X |DOI=10.1051/epjconf/20134501099 |Seiten=01099}}</ref>

Zu den Vorteilen gegenüber [[Mantelstromtriebwerk|Turbofan]]-Triebwerken gehören das niedrige Gewicht, die Verschleißarmut und die Fähigkeit, unterschiedliche Brennstoffe zu verwenden. Gegenüber [[Raketentriebwerk]]en besteht der Vorteil im kleineren Gewicht des Gesamtsystems, da der [[Oxidationsmittel|Oxidator]] nicht als Treibstoff mitgeführt werden muss, sondern der Luftsauerstoff genutzt wird.

== Funktion ==
[[Datei:Ramjet operation de.svg|mini|Querschnitt: Links wird die Luft hineingedrückt, in der Mitte der Treibstoff zugeführt und rechts der Schub erzeugt]]

Das Staustrahltriebwerk besteht im Wesentlichen aus einer Röhre, die an der Eintrittsöffnung als [[Diffusor (Strömungsmechanik)|Diffusor]] ausgebildet ist. Die Einlaufgeometrie ist so geformt, dass sich ein an die Flugmachzahl angepasstes System aus schrägen [[Verdichtungsstoß|Verdichtungsstößen]] ausbildet. Der letzte Stoß im Ramjeteinlauf ist ein senkrechter Verdichtungsstoß, welcher die Strömung auf Unterschallgeschwindigkeit abbremst. Durch das Stoßsystem erfolgt eine Druckerhöhung. Ein guter Einlauf zeichnet sich dabei durch einen möglichst geringen Totaldruckverlust aus.

Die daraus gebildete Unterschallströmung wird in eine [[Brennkammer]] mit Flammhaltern geführt, die vom Aufbau im Wesentlichen dem [[Nachbrenner]] eines Strahltriebwerks gleicht. Dort erfolgt die Energiezufuhr durch Verbrennung von Treibstoff. Anschließend wird die Strömung in einer [[Lavaldüse|konvergent-divergenten]] Düse auf Überschallgeschwindigkeit beschleunigt.<ref>{{Literatur |Autor=Oliver Hohn |Titel=Auslegung und Charakterisierung eines dreidimensionalen ScramjetEinlaufs mit hohem Verdichtungsverhältnis und variabler Innenkontraktion |Ort=Köln |Datum=2014 |ISSN=1434-8454 |Online=https://elib.dlr.de/93465/1/Hohn%20-%20Auslegung%20und%20Charakterisierung%203D-Einlauf%20-%20DLR-FB--2014-32.pdf}}</ref>

Die notwendige Kompression für eine effektive Verbrennung ist meist erst ab einer Luftgeschwindigkeit von etwa 1.000 km/h gegeben. Einen optimalen Lauf gewährleisten die meisten Staustrahltriebwerke erst ab doppelter Schallgeschwindigkeit (oberhalb von [[Mach-Zahl|Mach]] 2 bzw. 2.400 km/h). Allerdings gab es auch Staustrahltriebwerke, die bereits bei etwa 320 km/h gestartet werden konnten und dann das Luftfahrzeug beschleunigten. Beispiele hierfür sind die französischen Versuchsflugzeuge [[Leduc 0.10]] und [[Leduc 0.22]].<ref>{{Internetquelle |autor=Glenn Olson |url=http://www.456fis.org/RAMJET_PERFORMANCE_PRIMER.htm |titel=Ramjet Performance Primer |hrsg=The 456th Fighter Interceptor Squadron |datum=2005-11-02 |sprache=en |offline=ja |archiv-url=https://web.archive.org/web/20160816163559/http://www.456fis.org/RAMJET_PERFORMANCE_PRIMER.htm |archiv-datum=2016-08-16 |zugriff=2012-08-01 |kommentar=„[…] the [[Leduc 0.10]] was launched from atop a conventional airplane at 200 [[Meilen pro Stunde|mph]] in order to operate the engine.“}}</ref>

== Unter-/Überschall ==
Anhand der Kompression sind zwei Varianten von Staustrahltriebwerken zu unterscheiden:

=== Unterschallverbrennung ===
Beim Ramjet wird durch die Kompression die einströmende Luft im Innern des Triebwerks unter die Schallgeschwindigkeit abgebremst (aus dem Bezugssystem des Fahrzeugs bzw. Triebwerks betrachtet; bzgl. der umgebenden Luft wird die zuvor stillstehende Luft in Flugrichtung beschleunigt), gefolgt von einer Unterschallverbrennung (Unterschall im Bezugssystem des Triebwerks). Um die Einströmgeschwindigkeit in die Brennkammer auf Unterschall zu verringern und damit den Druck zu erhöhen, wird im Bereich des Triebwerkseinlaufs ein [[Diffusor (Strömungsmechanik)|Diffusor]] mit [[Divergenz (Meteorologie)|divergenter]] Form angeordnet. Dieselbe Luftmasse, die das Triebwerk in einer Zeit ''t'' durchläuft, wird in der Zeit ''t'' auch ausgestoßen. Hier steigt die Geschwindigkeit des Mediums, wenn sich der Rohrquerschnitt verringert: Eine der Brennkammer folgende [[Lavaldüse]] beschleunigt das ausströmende Gas anschließend wieder auf Überschall. Der Arbeitsbereich dieses Triebwerkstyps liegt mit [[Kohlenwasserstoffe]]n bei Fluggeschwindigkeiten bis Mach 5; mit [[Wasserstoff]] bis Mach 7.

Angewandt wurde diese Technik erstmals in den 1950er-Jahren bei der [[Lockheed X-7]] sowie bei der [[Nord 1500|Nord 1500 Griffon]].

Nach sowjetischen Angaben fand 1939 mit der [[WR-3]] der erste Flug eines Staustrahlflugkörpers überhaupt statt.<ref>Peter Stache: ''Sowjetische Raketen. Im Dienst von Wissenschaft und Verteidigung''. Berlin 1987, S. 50.</ref>

=== Überschallverbrennung im Scramjet ===
[[Datei:Scramjet operation en.svg|mini|Querschnitt: Links sind Lufteinlass und Verdichtung; in der Mitte Treibstoffzufuhr und Verbrennung; Rechts die Schuberzeugung]]

Beim '''Scramjet''' ('''''S'''upersonic '''C'''ombustion '''Ramjet''''' – ''Überschall-Verbrennung-Ramjet'') wird die einströmende Luft bei der Kompression nicht unter die (Triebwerk-bezogene) Schallgeschwindigkeit abgebremst und auch die Verbrennung findet als Überschallverbrennung statt. Der Arbeitsbereich von Scramjet-Triebwerken liegt dann zwischen (Flugzeug-bezogenen) [[Mach-Zahl|Mach]] 5 und (projektiert) Mach 15.

Entscheidend für die Gasbeschleunigung ist hier die Dichte ''ρ'' des Gases: Im Gegensatz zur Lavaldüse des Ramjet führt hier eine Erweiterung des Düsendurchmessers zu einer Beschleunigung des austretenden Mediums. Grund dafür ist die nun freie Entspannung des Mediums, wodurch eine größere [[Wärmeausdehnung|Expansion]] und somit auch eine höhere Austrittsgeschwindigkeit erzielt werden kann.

Scramjet-Triebwerke werden über ihre gesamte Länge hinweg überschallschnell (> Mach 3) durchströmt und müssen den resultierenden deutlich höheren Temperaturen standhalten können. So entsteht beispielsweise bei einer Geschwindigkeit von Mach 8, abhängig von der Luftdichte, eine Temperatur von 3000 bis 4000 [[Grad Celsius|°C]]. Bei der für Mach 6 entwickelten [[Boeing X-51|X-51]] umströmt deshalb der Treibstoff das über 1000 °C heiße Triebwerk zur Kühlung und nimmt die Hitze auf, wobei er verdampft. Die Kühlungskanäle sind dabei mit einem Katalysator beschichtet und der Treibstoff ([[JP-7]]) wird in kleinere (leichtere) Moleküle zerlegt, wie zum Beispiel Wasserstoff oder Ethylen. Diese werden dann verbrannt.<ref>[http://www.dradio.de/dlf/sendungen/forschak/1080346/ Deutschlandfunk: Im Hyperschalltempo über den Pazifik].</ref><ref>Craig Covault: [https://spaceflightnow.com/news/n1005/16waverider/ ''X-51 scramjet flights poised to bridge air and space propulsion for space launch, Prompt Global Strike'']. Spaceflight Now vom 16. Mai 2010, abgerufen am 14. Februar 2019.</ref>

Ein weiteres Problem der Überschallverbrennung besteht in der kurzen [[Verweilzeit (technischer Prozess)|Verweilzeit]] der Luft im Triebwerk. Dadurch kann sich der Treibstoff schlechter mit der Luft und dem darin enthaltenen Sauerstoff durchmischen. Dieses Problem ist durch geeignete Maßnahmen bei der Triebwerksausgestaltung zu lösen.

Der Scramjet besitzt weiterhin einen ''Isolator'', ein Rohrstück mit konstantem Querschnitt, um die bei Geschwindigkeiten über Mach 3 drohenden, ungewollten Verdichtungsstöße und Blockaden zu verhindern.

=== Scramjet-Flüge ===
[[Datei:Kholod.jpg|mini|Rakete mit Cholod an der Spitze]]

Der erste Nachweis von Überschallverbrennung in einem Flugkörper gelang dem [[Laboratorium Cholod|HFL Cholod]] im November 1991 in Russland. Der Scramjet wurde vom [[Zentralinstitut für Flugmotoren]] (ZIAM) in Moskau in den späten 1970er Jahren entwickelt. Die theoretischen Grundlagen zur Überschallverbrennung entstanden in der Sowjetunion in den 1960er Jahren.<ref>W. Pawlenko: ''Hyperschalltriebwerke – Eine sowjetische Analyse''. In: Flug-Revue März 1968, S. 34–36</ref> Von 1992 bis 1998 wurden weitere 6 Testflüge des axialsymmetrischen Scramjet-Demonstrators vom ZIAM zusammen mit Frankreich und später mit der [[NASA]] durchgeführt. Es wurden maximale Fluggeschwindigkeiten von über Mach 6,4 erreicht und der Scramjet-Betrieb konnte 77 Sekunden lang demonstriert werden.

[[Datei:X43a2 nasa scramjet.jpg|mini|Boeing X-43A (künstlerische Darstellung)]]

Am 26. März 2004 erreichte die US-amerikanische [[NASA]] mit dem [[Boeing X-43|X-43A-Flugkörper]] mit Hilfe des Scramjet-Antriebs die siebenfache Schallgeschwindigkeit und hielt sie für einige Sekunden. Die nötige Operationsgeschwindigkeit für das Scramjet-Triebwerk wurde durch eine [[Pegasus (Rakete)|Pegasus]]-Trägerrakete erreicht.

Am 16. November 2004 erreichte die NASA mit einem ähnlichen Versuchsaufbau knapp Mach 10. Dabei wurde die Pegasus-Trägerrakete mit der X-43A von einer [[Boeing B-52|B-52]] in 12 km Höhe aus gestartet. Der eigentliche Flug der X-43A dauerte knapp 20 Sekunden auf über 33 km Höhe und erreichte Mach 9,8 (etwa 11.000 km/h oder 3,05 km/s).

2007 erreichte der Experimentalflugkörper HyCAUSE (''Hypersonic Collaborative Australia/United States Experiment'') über dem Versuchsgelände [[Woomera Prohibited Area|Woomera]] in Australien Mach 10.<ref>[https://www.newscientist.com/article/dn12075-scramjet-hits-mach-10-over-australia.html Scramjet hits Mach 10 over Australia] newscientist.com.</ref><ref>[https://www.theregister.co.uk/2007/06/18/scramjet_test/ DARPA scramjet nudges Mach 10] theregister.co.uk.</ref><ref>[http://www.uq.edu.au/hypersonics/?page=19501 HyShot] uq.edu.au</ref>

2009 wurden die Testflüge im HIFiRE (''Hypersonic International Flight Research Experimentation'')-Programm fortgesetzt.<ref>[http://www.dailytelegraph.com.au/news/indepth/woomera-hosts-first-hifire-hypersonic-test-flight/story-e6frewsr-1225715365056 Woomera hosts first HIFiRE hypersonic test flight] dailytelegraph.com.au, abgerufen am 14. Mai 2011.</ref>

[[Datei:X-51 and B-52.jpg|mini|Boeing X-51 (vorne)]]

2012 erfolgte der dritte Erprobungsversuch der [[United States Air Force|US-Luftwaffe]]: Das mit einem Scramjet-Antrieb betriebene experimentelle Hyperschall-Flugzeug [[Boeing X-51|X-51A]]. Am 14. August 2012 zündete der Raketenantrieb nach dem Start von einem B-52-Bomber. Nach 16 Sekunden traten jedoch Probleme auf und der Flugkörper geriet außer Kontrolle.<ref>Bericht Alexander Stirn in Süddeutsche Zeitung v. 17. August 2012, S. 16</ref> Bei ihrem vierten Testflug am 1. Mai 2013 erreichte sie eine Geschwindigkeit von Mach 5,1 und flog in knapp über 6 Minuten rund 426 km.<ref>Werner Pluta: [https://www.golem.de/news/hyperschallgeschwindigkeit-experimentelles-flugzeug-x-51a-waverider-stellt-rekord-auf-1305-99116.html ''Experimentelles Flugzeug X-51A Waverider stellt Rekord auf'']. Golem.de vom 6. Mai 2013, abgerufen am 14. Februar 2019.</ref>

Am 9. Januar 2014 wurde von US-Satelliten ein mit Mach 5 (nach unbestätigten Angaben bis zu Mach 10) in 100 km Höhe fliegendes Objekt beobachtet. In diesem Falle würde Mach 5 etwa 5400 bis 6000 km/h bzw. Mach 10 ca. 11.000 km/h bedeuten. Laut amerikanischen Angaben, die durch chinesische Angaben untermauert wurden, handelt es sich um einen chinesischen experimentellen unbemannten Gleiter mit dem noch nicht endgültigen Namen [[DF-ZF|WU-14]]. Das inzwischen [[DF-ZF]] genannte Fluggerät soll in der ersten Phase durch eine militärische Langstrecken-Trägerrakete auf die zum Zünden des Scramjets nötige Höhe und Geschwindigkeit gebracht worden sein.<ref>{{cite web|url=https://diepresse.com/home/politik/aussenpolitik/1547122/China-testet-hyperschnellen-Flugkorper?from=gl.home_politik|title=Die Presse: China testet hyperschnellen Flugkörper|accessdate=2014-07-21|offline=}}</ref><ref>{{cite web |url=http://www.wantchinatimes.com/news-subclass-cnt.aspx?id=20140115000127&cid=1101 |title=WantChinaTimes.com: PLA tests high-speed missile amid hypersonic arms race talk |accessdate=2014-07-21 |language=en}}</ref>

== Sonderformen ==
[[Datei:SR71 J58 Engine Airflow Patterns.svg|mini|280px|links|Unterschiedliche Wege der Luft durch das [[Pratt & Whitney J58|J58]]-Triebwerk der [[Lockheed SR-71|SR-71]] bei verschiedenen Geschwindigkeiten]]
[[Datei:SJX61 1EngineTest20070221 TransitionToJP7.jpg|mini|280px|Test des Pratt & Whitney-Rocketdyne-Triebwerks SJY61 für die [[Boeing X-51]] beim Übergang zu JP-7]]

Im [[Pluto (Marschflugkörper)|Projekt Pluto]] wurde Ende der 1950er-Jahre mit hohem Aufwand ein [[Kernenergie|nuklearer]] Ramjet entwickelt, der im Tiefflug mit Mach 3 eine Anzahl von [[H-Bombe#Wasserstoffbombe|H-Bomben]] in die UdSSR tragen sollte. Das Triebwerk wurde 1961 erfolgreich getestet, das Projekt jedoch aus politischen und praktischen Gründen eingestellt, bevor eine Flugerprobung begann.

Im [[Aufklärungsflugzeug]] [[Lockheed SR-71]] kommen [[Pratt & Whitney J58|Pratt & Whitney-J58]]-Triebwerke zur Anwendung, die als ''variable-cycle''-Triebwerk Turbo- und Ramjet-Funktionen in sich vereinen: Bei niedrigen Geschwindigkeiten wird allein die Turbojet-Funktion genutzt, ab Mach 3 wird durch Verschiebung des Einlasskonus ein Teil des Luftstromes an den Turbinen vorbei als Ramjet genutzt, bei der Höchstgeschwindigkeit von Mach 3,2 entstehen dann 80 % des Schubs auf diese Weise.

Die [[Vereinigte Staaten|US]]-Konzerne [[Pratt & Whitney]] und [[United Technologies Corporation|United Technologies]] haben im Rahmen des [[DARPA FALCON Project|FALCON]]-Programms ein Triebwerk entwickelt, das sowohl Unter- als auch Überschallverbrennung in einem einzelnen Triebwerk ermöglicht. Es kann im Geschwindigkeitsbereich von Mach 2,5 bis Mach 6 arbeiten, wobei der letzte Test im September 2007 stattfand.

== Siehe auch ==
{|
|
* [[Long-Term Advanced Propulsion Concepts and Technologies|Long Term Advanced Propulsion Concepts and Technologies]], ein europäisches Entwicklungsprojekt der [[Europäische Weltraumorganisation|ESA]].
* [[NASA Advanced Space Transportation Program]]
* [[Überschallgeschwindigkeit]]
* [[Hyperschallgeschwindigkeit]]
|}

== Literatur ==
{|
|
* W. H. Heiser, D. T. Pratt: ''Hypersonic Airbreathing Propulsion.'' American Inst. of Astronautics and Aeronautics, Reston 1994, ISBN 1-56347-035-7.
* E. T. Curran: ''Scramjet propulsion.'' American Inst. of Astronautics and Aeronautics, Reston 2000, ISBN 1-56347-322-4.
* Corin Segal: ''The scramjet engine – processes and characteristics.'' Cambridge Univ. Press, Cambridge 2009, ISBN 978-0-521-83815-3.
|}

== Weblinks ==
{{Commonscat|Ramjet aircraft engines|Staustrahltriebwerk}}
{{Commonscat|Scramjet aircraft engines|Scramjet}}
* [http://hathor.onera.fr/conferences/ramjet-scramjet-pde/ Geschichte, Technik, Diagramme und Fotos]
* [http://www.waffenhq.de/specials/staustrahlantriebe.html Staustrahlantriebe: Entwicklung, Technik und Probleme]
* [http://www.wolfgang-birkenstock.de/Resources/da-wb.pdf Entwicklung, Technik und Probleme; Berechnungen] (PDF; 1,3 MB)
* [http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/ramth.html NASA: Ramjet/Scramjet Trust, (engl.) Berechnungen, Infos]
* {{Webarchiv | url=http://www.alt-accel.com/arla/arla-int.htm | wayback=20080921044513 | text=ARLA}}
* [https://www.pmview.com/spaceodysseytwo/spacelvs/sld047.htm Ein frühes Konzept: der Rockwell Starraker Ramjet]
* [https://www.uni-stuttgart.de/presse/archiv/themenheft/09/weigand.pdf Aero-thermodynamische Auslegung eines Scramjet-Antriebssystems für zukünftige Raumtransportsysteme, Uni Stuttgart, abgerufen am 9. Februar 2019]

== Einzelnachweise ==
<references />

{{Normdaten|TYP=s|GND=4182988-8}}

[[Kategorie:Staustrahltriebwerk| ]]
[[Kategorie:Triebwerkstyp]]

Staustrahltriebwerk - Versionsgeschichte

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