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Turbine jet motor

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Forskellige typer turbo jetmotorer
Grundlæggende struktur for en jetmotor, her ved hjælp af eksemplet på en turbojet uden efterbrænder
En turbofanmotor fra 1970'erne , type Rolls-Royce RB211

En turbin jetmotor (også Turbo-jet motor, turbo-jet motor, turbine jet motor, gasturbine flymotor, generelt sprog og jet motor, jet motor eller simpelthen dyse) er en flymotor , den centrale komponent i en gasturbine er og på rebound -effekten af ​​den genererede luft, og udstødningsgasstrømmen er baseret ( rekyldrev ). Ordet komponent "turbo" eller "turbine" til de roterende indvendige dele af motoren (jf latin turbo, vortex, gyroskop '), dvs. til turbinen drives af røggassen strålen ( gas ekspansion turbine), der anvender den turbo kompressor til sugning og kompression, der driver forbrændingsluft.

Turbine -jetmotorer er kendetegnet ved høj ydeevne og kraft, med forholdsvis små masser og størrelser. [1] De har været de mest anvendte motorer siden midten af ​​det 20. århundrede. Imidlertid har deres fordele kun en effekt over ca. 100 kilowatt effekt; mindre fly bruger derfor stempel- eller elmotorer . De fly, der er udstyret med turbine jetmotorer, kaldes jetfly eller jetfly.

Afgrænsning

Turbinen jetmotorer hører sammen med raketmotorer , de ramjet motorer og puls jetmotorer til gruppen af jetmotorer . Med undtagelse af raketmotoren indånder de luft: de suger luft ind foran, bruger luften inde i dem til at brænde brændstof og udstøde udstødningsgasserne bagpå (gennemstrømningsmotorer). Missiler er derimod rent udstødningsgasmotorer; Ramjet- og pulsmotorer er ikke baseret på gasturbinen.

Oversigt over byggemetoder og typer

Gasturbinen består af en kompressor, der trækker ind og komprimerer luften, et forbrændingskammer til afbrænding af brændstoffet og en efterfølgende turbine, der bruger en del af energien i udstødningsgasserne til at drive kompressoren. En turbo air jet motor består også af mindst et aerodynamisk indløb foran gasturbinen og en trykregulerende dyse bagved. Dette design er kendt som turbojetmotoren og er det enkleste og ældste design. Den resterende gasenergi, efter at møllen er omdannet til tryk. Med yderligere turbintrin kan en yderligere andel af gasenergien omdannes til akselens rotationseffekt for at drive en (for det meste opstrøms) blæser, hvis diameter normalt er betydeligt større end kernemotorens. Dette fremskynder en yderligere luftstrøm omkring kernemotoren. Denne konstruktionstype er den mest almindelige og er kendt som en turbofan eller turbofan. Hvis der installeres så mange turbintrin, at praktisk talt hele energien fra forbrændingsgasserne omdannes til rotationsenergi, og så der ikke drives en blæser, får man generelt en akselmotor . En propel kan fastgøres til den ( turbopropmotor ). I princippet kan du også tilslutte andre maskiner eller "forbrugere" til det, f.eks. B. rotoren på en helikopter . En akselmotor kan også bruges til at drive skibe (med en tilsluttet propel ) eller til at drive en generator, for eksempel i et gaskraftværk (stationær gasturbine). Faktisk er der nogle gasturbiner uden for luftfarten, der blev skabt som et adaptivt design af en flymotor, disse er kendt som aero-derivat .

Jagerfly har ofte en efterbrænder, der injicerer og forbrænder mere brændstof efter møllen for at generere endnu mere tryk.

funktionalitet

Arbejdsprincip

Stød, hastighed, temperatur og tryk i en jetmotor (her turbofanmotor )
Luftstrøm ved motoren, når et fly starter.

En jetmotor i sin nuværende form er næsten altid en turbine -luftstrålemotor (i modsætning til ramjetmotoren eller pulsmotoren , som ikke længere er i brug i dag). Turbinens luftstrålemotor suger den omgivende luft ind og komprimerer den for at øge trykket i en kompressor . I det efterfølgende forbrændingskammer injiceres brændstoffet (normalt petroleum ), og denne blanding brændes derefter. Forbrændingen øger temperaturen og strømningshastigheden, hvor det statiske tryk i gassen falder let. Strømmen energi tilføres gassen derefter delvist omdannes til en roterende bevægelse i turbinen følgende bag den, med gassen ekspanderer yderligere (det vil sige turbine ekstrakter energi). Møllen bruges til at drive kompressoren, blæseren og andre enheder såsom generatorer eller brændstof- og hydraulikpumper . Gassen ekspanderer ind i dysen bag turbinen og bagved den til næsten omgivende tryk, hvorved strømningshastigheden stiger yderligere. Mange jetmotorer, der arbejder i det militære og supersoniske område, har en efterbrænder bag turbinen for at øge ydeevnen.

Denne proces kan sammenlignes med den i en stempelmotor , men alle fire cyklusser - indtag, kompression, forbrænding og udstødning - finder sted samtidigt og kontinuerligt. Den resulterende kraft ifølge Newtons handlingsprincip er fremdriften (og muligvis bølgekraften). Fordelen ved jetfremdrivning i forhold til fremdrift via en stempelmotor ligger i dens effektivitet ved høje hastigheder (især ved supersoniske hastigheder ) i store højder og i dens høje effekttæthed (både volumen og masseeffektdensitet), dvs. motoren er lille og let magtmæssigt, hvem der udviklede den. Turboprops er mere effektive ved lavere hastigheder.

En jetmotor accelererer en relativt lille luftmasse meget stærkt, hvorimod en propel accelererer en stor luftmasse meget mindre.

Afhængigt af motortypen udvinder turbinen mere eller mindre strøm fra gasenergien (i tilfælde af en akselmotor, for eksempel næsten alt, i modsætning til turbojet, er der kun en lille mængde gasenergi ekstraheret). Mange motorer har en blæser, der overfører yderligere drivenergi til bypass -strømmen .

Turbine air jet -motorer er mere følsomme over for fremmedlegemer end stempelmotor / propelkombinationer (se også fugleangreb ). Selv en øget støvbelastning kan drastisk forkorte vedligeholdelsesintervallerne. På den anden side er sugning af vanddråber uproblematisk selv i kraftig regn.

Motoren startes ved at bringe kompressoren til en minimumshastighed. Dette kan gøres ved at blæse luft ind, elektrisk, ved hjælp af en separat turbine med et reduktionsgear ( luftstarter / patronstarter ) eller ved en lille forbrændingsmotor . Generelt bruges i dag en elektrisk starter til mindre motorer, alle kommercielle motorer i Airbus- eller Boeing -flyet har luftstartere. Men med Boeing 787 bruger Boeing også en elektrisk starter til store motorer ( GE Nx ). Dette er et yderligere skridt i retning af det nye "Electric Engine" -koncept.

Efter at have nået minimumshastigheden injiceres brændstof i forbrændingskammeret og antændes af et eller flere tændrør . Efter at brændstoffet er antændt, og motorhastigheden fortsætter med at stige, slukkes tændingen; forbrændingen fortsætter kontinuerligt. Hastigheden styreområde mellem tomgang og fuld belastning er op til 95%, men normalt kun omkring 40%. Som med alle turbomaskiner er det genererede tryk ekstremt afhængigt af hastigheden; det falder hurtigt ved reduceret hastighed. Ved 90% af den maksimale hastighed genereres kun ca. 50% af det maksimale tryk.

Såkaldt udluftningsluft tages fra kompressoren og tilføres trykkabinen .

Fysisk grundlæggende

Joule -proces uden tab. Kompressor, der arbejder h v, turbine arbejder h T, i forbrændingskammeret leveret energi Q b, fortsætter i Abgass -varme Q fra, turbinens indløbstemperatur T 3, omgivelsestryk P U, energi for udstødningshastighedens udledningshastighed C 5 2/ 2, energi fra lufthastigheden C 0 2/2

Den (med uret) termodynamiske cyklus ifølge James Prescott Joule er bedst egnet til at beregne effektiviteten af en jetmotor. [2] [3] De afgørende parametre i Joule -cyklussen er tryk- og temperaturforskelle. Ideelt, kompression er derfor høj, en turbineindløbstemperaturen T3, der er så højt som muligt er valgt, og arbejdsgassen derefter lov til at ekspandere til den lavest mulige temperatur via en dyse, der er så stor som muligt.

Støtteformel og fremdriftseffektivitet

Den kraft, der genereres af motorerne, svarer, i tilfælde af en konstant lufthastighed og en konstant højde, med luftmodstanden i flyet; kraften skal være større end trækket, hvis flyet skal accelerere eller klatre.

Følgende forenklede trykformel gælder for forsømt brændstofmængde og antagelsen om, at forbrændingsgassernes udgangstryk svarer til omgivelsestrykket: [4] [5]

.
Skub i N
Luftmassestrøm i kg / s
Gasudgangshastighed i m / s
Lufthastighed i m / s

For fremdriftseffektivitet gælder dog

.

Af denne grund bruges bypass -motorer med et højt bypass -flowforhold i civil luftfart i dag, hvor en stor luftmassestrøm forlader motoren relativt langsomt, hvilket resulterer i bedre effektivitet og sidst men ikke mindst en reduktion af støj.

Motortyper

Single-flow jetmotor (turbojet)

Komponenter i en første generation af turbojet med centrifugalkompressor ( De Havilland Goblin )

Turbojet er den enkleste form for en turbo jetmotor. Den består af en gasturbine , hvor kun udstødningsgassstrålen bruges som et drev. Motoren har normalt kun en aksel, hvorigennem turbinen og kompressoren er forbundet med hinanden. På grund af drivmediets høje udgangshastighed har det ved lavere hastigheder i det køretøj, der skal køres (for det meste fly) et lavt effektivitetsniveau efter nutidens standarder og genererer et højt støjniveau . Det specifikke brændstofforbrug er særlig højt ved subsoniske hastigheder, så disse motorer generelt ikke længere bruges af økonomiske og økologiske årsager. I supersoniske fly har turbojeter normalt også en efterbrænder . Disse motorer er ret kompakte og relativt lette at vedligeholde. Det blev hovedsageligt brugt i årene efter Anden Verdenskrig op til midten af 1960'erne , i både civil og militær luftfart, hvorved turbojet kunne holde længere i militær brug og stadig bruges i dag i forskellige flytyper (f.eks. : McDonnell F-4 Phantom , MiG-21).

Twin-flow jetmotor (turbofan, bypass, bypass motor)

Turbofan motor P&W JT9D af en Boeing 747
General Electric CF6 turbofan motor

Denne motortype er jetmotorens fremherskende form. Næsten alle jetfly i dag er udstyret med turbofan.

Turbofan -motorer (. Engelsk turbofan) har et (meget) større første bladtrin (den såkaldte blæser, engelsk for blæser ..), som hovedsagelig drives af sin egen turbinstadie - Ventilator og sidste møllestadie siddende på en indre, lang lavtryksaksel, den resterende gasturbine på en ydre, kort højtryksbølge . Alternativt kan den langsomt roterende blæser kobles til den hurtigt roterende højtryksaksel via et gear ("gearventilator" -design). Bag ventilatoren er luftstrømmen opdelt i en indre luftstrøm, der kommer ind i selve gasturbinen, og en ydre luftstrøm, som trækkes uden for kernemotoren (gasturbinen). Forholdet mellem disse to luftstrømme kaldes bypass -forholdet.

Den ekstra anden aksel er nødvendig for at kunne betjene blæseren ved en betydeligt lavere hastighed end kernemotoren. Ventilatoren har et betydeligt større tværsnit, dens blade ville udvikle for høje centrifugalkræfter ved høje hastigheder; nogle gange bør det også undgås, at knivspidserne kommer i (lokal) supersonisk hastighed. Nogle gange kan den anden aksel udelades, hvis et reduktionsgear i stedet reducerer højtryksakslens høje hastighed til en lavere hastighed for blæseren. Rolls-Royce har længe bygget motorer med tre turbineaksler (lav, medium, højtryksdel) for bedre at kunne koordinere hastighederne eller bladspidshastighederne for de enkelte kompressor / turbinetrin i en twin-flow jetmotor ( f.eks. RB211 eller familien Trent- Engine).

En turbofan giver flere fordele i forhold til en turbojet:

  • Bedre effektivitet motoren på grund af den lavere gennemsnitshastighed af drevet luftdyse og dermed lavere brændstofforbrug.
  • Reduktion af støjudviklingen ved at dæmpe de varme, hurtige og derfor høje turbinegasser med den omgivende kølige og mere støjsvage gasstrøm i første etape.

Dagens krigere bruger turbofanmotorer med et relativt lavt bypass -forhold på normalt mindre end 1,5: 1. Dette resulterer i en relativt lille støjreduktion i forhold til turbojet -motorer. I den civile sektor og i transportmaskiner bruges motorer med et bypass -forhold på op til ca. 9: 1. [6] [7]

Med konventionelle turbofanmotorer til erhvervsfly genererer blæseren størstedelen af ​​fremdriftskraften (ofte over 80%), kernemotoren og dens udstødningsstråle betydeligt mindre.

Propeller turbine (turboprop)

Funktionsdiagram over en turbopropmotor (A propel, B gear, C kompressor, D forbrændingskammer, E turbine, F udstødningsdyse)

En særlig form er drevet af en propel (propel) gennem en turbine. Denne type fremdrift er kendt som en turboprop. Til dette formål har gasturbinen to aksler, og / eller propellen drives af et reduktionsgear på drivturbinen. De første turbopropmotorer blev bygget på basis af turbojetmotorer allerede i slutningen af 1940'erne . Turboprop fremdrift er det mest økonomiske flyfremdrivningssystem, især i kortdistance-trafik og i mellemhøjder. Lydemissionen domineres af propellen og er lav i propeller med lavt bladspids Mach -tal. Støjemissionen fra den frie stråle er relativt lav, da udstødningsstrålens hastighed reduceres kraftigt af drivturbinen. Udstødningsgasstrømmen bidrager kun i relativt lille grad til fremdriften, men er stadig inkluderet i ydelsesberegningen for aksel sammenligningsevne . Sammenlignet med stempelmotorer er propelturbinen kendetegnet ved høj effekttæthed og lange vedligeholdelsesintervaller . En lignende mølletype bruges også i helikoptere .

For at reducere flyets brændstofforbrug diskuteres også brugen af ​​propelturbiner ved højere hastigheder. For at begrænse tabet forårsaget af den hvirvel, der genereres af en propel, er det kun i modsat fald roterende propeller, der drives enten af ​​et planetgear eller af to moddrejende lavtryksmøller. Støjemissionen fra denne type fremdrift er genstand for forskning og vil være afgørende for den kommercielle succes med propeldrev ved høje Mach -numre . [8] [9]

Komponenter

Opdelt efter funktionelle samlinger består en turbo -luftstrålemotor af et indløb, kompressor, forbrændingskammer, turbine og dyse. Kompressoren og turbinen er normalt mekanisk forbundet med hinanden via en eller flere aksler. I friløbsmøller, hvoraf nogle bruges i turboprops, er turbintrinene, der driver propellen, mekanisk adskilt fra de andre komponenter.

Kerneelementet i alle turbojetmotorer er gasturbinen, også kendt som gasgeneratoren eller den varme del. Til brug som motor tilføjes et aerodynamisk indløb, en dyse og lejlighedsvis en efterbrænder. Til stationær brug af gasturbinerne, for eksempel i gasfyrede kraftværker, er en diffuser og et andet indløb ofte fastgjort i stedet for dysen - i stedet for tryk skal der normalt leveres akselkraft, og indløbet skal suge ind i stedet for at modtage "luftstrøm".

Hvis (for eksempel i tilfælde af en akselmotor) de turbintrin, der genererer den nyttige effekt, klart kan adskilles fra den opstrøms, resterende (kerne) motor (især hvis de (t) resterende motor (er) har sin egen aksel (er)), så bliver det samme til kernemotoren Også kendt som en "varmgasgenerator" - set fra de nyttige kraftturbintrin er dens eneste funktion at levere en gasstrøm, der flyder hurtigt, er under højt tryk og har en høj temperatur.

Luftindtag

Luftindløbet ( indløbet ) er normalt åbent foran. Dette understøtter sin opgave som en diffusor, der omdanner strømningens kinetiske energi til en stigning i tryk og temperatur, se stagnationens entalpi . Derudover stiger lydhastigheden med temperaturen. Begge tilsammen forhindrer de hurtigt roterende kompressorblade i at blive gennemstrømmet ved supersonisk hastighed (" transonisk ").

Ved lufthastigheder i det subsoniske område afviger strømtrådene allerede i området foran åbningen, som understøttes af den tøndeformede krumning af motorkappen-svarende i tværsnit til næsen af ​​en vingeprofil . Inde i luftindløbet øges tværsnitsarealet op til kompressoren.

Dette er anderledes med motorer designet til dette formål i supersonisk flyvning: Der komprimeres og sænkes luften i det indsnævrede indløb af en række skrå kompressionsstød (med hensyn til dets relative hastighed til motoren). Motorer til en lang række supersoniske hastigheder har normalt en justerbar indløbsgeometri, se ramjet .

Luftindløbet leveres generelt ikke af motorfabrikanten, men fremstilles af flyproducenten som en del af " flyrammen " i henhold til deres specifikationer. [10] [11]

ventilator

De fleste moderne civile jetmotorer er turbofanmotorer, også kendt som bypass-motorer eller twin-flow turbine-luftmotorer (ZTL). I dem der før det første komprimeringstrin af kernen motor ( core stream ) en ventilator (også omtalt som en blæser fan ) - en fase motor med meget store vinger. Ventilatoren genererer primært bypass -strømmen , en luftstrøm, der ledes rundt mellem den faktiske gasturbine og den ydre motor, der kører og blæses ud bagud.

Ventilatoren har et betydeligt større tværsnit end kernemotoren, især hvis motoren har et højt bypass- flowforhold; hvis hastigheden er for høj, ville dens knive udvikle høje centrifugalkræfter , som genererer høje mekaniske belastninger. Den indstrømmende luft ville også nå supersonisk hastighed ved knivspidserne, hvilket ville reducere effektiviteten.

Af denne grund er blæseren i dag normalt på sin egen aksel, som drives af lavtryksmøllen og kører med en betydeligt lavere hastighed end kernemotoren. Man taler derfor om en toakslet motor. Der kan arrangeres et reduktionsgear mellem blæseren og akslen, der driver den; da er det imidlertid mere sandsynligt, at akslen tildeles kernemotoren og for det meste også driver (lavtryk) kompressortrin der.

Rolls-Royce RB211 og Trent har endda tre aksler. Dette mere omstændelige og dyre koncept betaler sig især i klasser med højt tryk, da det giver mulighed for bedre at tilpasse de forskellige komponenters hastigheder til deres optimale driftstilstand, og motoren kan derfor køre mere gnidningsløst over et større trykområde.

Blæserbladene kører i deres optimale hastighedsområde, hvilket forbedrer motorens effektivitet. Dette reducerer ikke kun forbruget, men også støjemissionerne. Den lavere hastighed reducerer centrifugalkræfterne, og ventilatorens blade kan lettere dimensioneres.

Afhængigt af om det indre ventilatorområde (luftstrøm til kernemotorkompressoren) allerede bidrager til kompressionen, betragtes det enten som en separat samling (intet bidrag) eller (delvist) som det første kompressortrin (af kernemotoren ). Det ydre blæserområde (bypass) får imidlertid altid kappestrømmen til at accelerere frem for at komprimere den.

Kompressor / kompressor

CAD -tegning af en turbofanmotor i kompressorens område
17-trins kompressor af en General Electric J79 . (uden stator )

Den vigtigste komponent i kernemotoren er turbo -kompressoren ("kompressor"). Den har til opgave at levere kinetisk energi til den tilstrømmende luftmasse og omdanne den til trykenergi.

I tidlige motorer ( Heinkel HeS 3 , General Electric J33 , Rolls-Royce Derwent ) blev der brugt en-trins centrifugalkompressorer , som nu kun bruges i mindre jetmotorer og akselturbiner [12] . De er fordelagtige ved små massestrømme. Moderne aksialkompressorer har flere kompressortrin, som hver kan bestå af flere skovlhjul med rotortrin. Rotortrinene er arrangeret efter hinanden på en fælles tromle, med moderne motorer også på op til tre tromler. Statortrinnene er permanent installeret på indersiden af ​​kompressorhuset. Da der næsten ikke er nogen faste strukturer bortset fra statorer i kompressorens område (såvel som i turbinen), tjener statorbladene nogle gange også som forbindelsesstivere til at holde aksellejer og til (via lejerne) fremdrift kraft fra akslen til flyet overført til.

Ældre designs (ved hjælp af eksemplet med General Electric J79 ) med mange på hinanden følgende kompressortrin opnåede stadig kun moderate kompressionsforhold. B. 17 trin med total kompression på 12,5: 1 (tryk for enden af ​​kompressoren: omgivelsestryk), mens nyere udviklinger opnår betydeligt højere kompression med færre trin (43,9: 1 med 14 trin i GP 7000 til Airbus A380 ) . Dette er muliggjort af forbedrede profiler af kompressorbladene, som tilbyder meget gode strømningsegenskaber selv ved supersoniske hastigheder (som følge af bladernes periferihastighed og indstrømningshastigheden). Den rene strømningshastighed må dog ikke overstige den lokale lydhastighed, da effekten af ​​de diffusorformede kanaler ellers ville blive vendt. Det skal bemærkes, at den lokale lydhastighed også stiger på grund af den stigende temperatur i kompressoren (op til 600 ° C). [13] [14]

Forbrændingskammer

Forbrændingskammer i en turbofanmotor

Den høje komprimering af luften medfører en kraftig temperaturstigning (" kompressionsvarme "). Den på denne måde opvarmede luft strømmer derefter ind i forbrændingskammeret, hvor der tilføres brændstof til den. Dette tændes af tændrør, når motoren startes. Forbrændingen sker derefter kontinuerligt. Den eksoterme reaktion af oxygen -carbonhydridblandingen fører til en fornyet temperaturstigning og en ekspansion af gassen. Denne del af motoren er tungt belastet af temperaturer på op til 2500 K (ca. 2200 ° C). Uden afkøling ville selv materialer af høj kvalitet (ofte nikkelbaserede legeringer ) ikke kunne modstå disse temperaturer, da deres styrke allerede er stærkt reduceret fra ca. 1100 ° C. Derfor forhindres direkte kontakt mellem flammen og huset. Dette gøres af den såkaldte "sekundære luft", som ikke kommer direkte ind i forbrændingsområdet, men ledes rundt om forbrændingskammeret og først derefter, gennem huller i pladeforbindelserne i det flakede forbrændingskammer, kommer ind i forbrændingen kammer og danner en film mellem forbrændingsgasserne og forbrændingskammerets vægge. Dette kaldes filmkøling.

Omkring 70 til 80% af den samlede luftmasse fra kompressoren bruges som sekundærluft til køling, kun resten bruges i forbrændingskammeret som primærluft til forbrænding. Den gennemsnitlige aksiale strømningshastighed for en motor er ca. 150 m / s. Da flammehastigheden for det anvendte brændstof er relativt lav (ca. 5 til 10 m / s), skal flammestabiliteten sikres ved et recirkulationsområde i strømmen af ​​den primære zone. I dag opnås dette typisk ved at hvirvle den primære luft, når den kommer ind i forbrændingskammeret. Som et resultat transporteres varme forbrændingsgasser gentagne gange tilbage til brændstofdysen og sikrer dermed, at forbrændingen fortsætter. Endvidere reduceres luftstrømningshastigheden i umiddelbar nærhed (ca. 25 til 30 m / s) for at forhindre flammen i at slukke ( flamme ud) og for at opnå optimal forbrænding. Brændkammerets konstruktion bestemmer forurenende indhold i udstødningsgassen. Der skelnes mellem rørformede forbrændingskamre, ringformede rørformede forbrændingskamre og ringformede forbrændingskamre. Sidstnævnte er dem, der er i brug i dag. [15] [16]

turbine

Gasserne, der slipper bagud, rammer derefter en turbine, der driver kompressoren via en aksel (muligvis med et mellemliggende gear). De fleste enkeltstrømsmotorer bruger det meste af kinetisk energi til rekyl. Det betyder, at der kun overføres så meget energi til møllen, som det er nødvendigt for at drive kompressoren. To eller tretrinsmøller bruges mest i dag.

Dagens civile turbofanmotorer har flere turbintrin (et trin, ligesom kompressoren, består af en styreskovlring ( stator ) og et skovlhjul ( rotor )) og er opdelt i højtryksmøller og lavtryksmøller. Da ventilatorens og kompressorens hastigheder normalt adskiller sig markant, kører disse to systemer på to forskellige aksler. Højtryksmøllen, som normalt følger forbrændingskammeret , driver kompressoren , mens lavtryksmøllen, som er placeret efter højtryksmøllen, driver blæseren; vereinzelt kommen auch Dreiwellenkonzepte zum Einsatz. Der Mantelstrom erzeugt den Hauptteil des Schubs, sodass der Anteil aus dem Verbrennungs-Rückstoß zu vernachlässigen ist – die Turbine nutzt die Verbrennungsenergie, welche sie den aus der Brennkammer kommenden Gasen entzieht, möglichst vollständig aus, um Fan und Kompressor effizient anzutreiben. [17]

Die Beschaufelung der Turbine wird normalerweise aufwendig gekühlt (Innen- und/oder Film-Kühlung) und besteht aus widerstandsfähigen Superlegierungen auf Basis von Titan , Nickelbasis oder Wolfram-Molybdän . Diese Stoffe werden darüber hinaus in einer Vorzugsrichtung erstarrt, erhalten in ihrem Kristallgitter also eine definierte Richtung und erlauben so, die optimalen Werkstoffeigenschaften entlang der höchsten Belastung wirksam werden zu lassen. Die erste Stufe der Hochdruckturbine besteht vermehrt aus Einkristall schaufeln. Der im Gasstrom liegende Teil der Schaufeln wird mit keramischen Beschichtungen gegen hohe Temperaturen und Erosion geschützt. Wegen der hohen Belastung bei Drehzahlen von über 10.000/min. ist dennoch ein Bruch infolge mechanischer oder thermischer Beschädigung nicht immer auszuschließen. Daher werden die Gehäuse von Turbinen dementsprechend ausgelegt. [18] [19]

Düse

Hinter der Turbine ist eine Düse angebracht, die vor allem die Druckverhältnisse in der Turbine reguliert. Für den Vortrieb stellt die Düse einen Widerstand dar, ebenso wie beispielsweise auch die Turbine. Die verbreitete Bezeichnung „Schubdüse“ ist daher irreführend.

Dennoch beschleunigt der Abgasstrom aufgrund des am Turbinenausgang vorhandene Druckgefälles (Turbinenausgangsdruck – Umgebungsdruck) beim Durchströmen der Düse; der Druck wird zuletzt vollständig in Geschwindigkeit umgewandelt. Solange das Druckverhältnis von Turbinenausgangsdruck zu Umgebungsdruck kleiner als ein sogenannter kritischer Wert von etwa zwei ist, ist der Druck am Düsenende gleich dem Druck in der Umgebung. Eine konvergente Düse reicht dann aus. Wenn aber das Druckverhältnis größer als das kritische Verhältnis ist, dann beschleunigt der Strahl auf Überschallgeschwindigkeit . Konvergent- divergente Düsen, also Düsen mit einem engen Hals, sind dann von Vorteil, weil dann der Schub größer wird und der Strahl mit schwächeren Verdichtungsstößen austritt und damit deutlich leiser ist. [20] [21]

Triebwerke mit Nachbrenner führen dem Gasstrom noch vor der Düse weiteren Kraftstoff zu, dessen Verbrennung wegen der dadurch erhöhten Temperatur die Gasdichte reduziert. Die Austrittsgeschwindigkeit des Freistrahls ist dann bei gleichem Düsendruckverhältnis größer und damit auch der Schub. Triebwerke mit Nachbrenner benötigen eine verstellbare Düse, da der engste Düsenquerschnitt bei Nachbrennerbetrieb vergrößert werden muss. [22] [23]

Gehäuse

Verdichter und Turbine benötigen ein festes Gehäuse, das zum einen die Außenkontur des Strömungskanals bildet und daher die in diesen Baugruppen auftretenden Drücke und Temperaturen aushalten muss, sowie zum anderen im Falle eines Bruchs in der Beschaufelung der Fliehkraft des abgerissenen Teils standhält, sodass dieses nicht das Flugwerk beschädigt oder in der Nähe befindliche Personen verletzen kann. Damit ein Durchschlagen des Triebwerksgehäuses verhindert wird, ist es gewöhnlich mit Matten aus z. B. Aramid verstärkt, welche auch für beschusshemmende Westen , Schutzhelme oder Fahrzeugpanzerungen verwendet werden. Die hohen Temperaturen im Turbinenbereich verhindern dort den Einsatz von Aramid.

Das Gehäuse des Kerntriebwerks bildet zugleich die Innenkontur des Mantelstroms. Ein zweites Gehäuse um Fan und Mantelstrom bildet die Außenkontur des Mantelstroms und muss ggf. den Abriss eines Fanblatts abschirmen.

Wellensystem

Die Turbine treibt über eine oder mehrere Wellen den Fan und den Verdichter an. Zusätzlich übertragen die Wellen einen großen Teil der Vortriebskraft des Triebwerks auf das Flugzeug.

Da Verdichter- und Turbinenstufen „nahe an der Brennkammer“ eher bei hohen Drehzahlen gut funktionieren, „entferntere“ Stufen jedoch besser bei langsameren Drehzahlen, sind meist nur einfache oder Wellenleistungs-Triebwerke sogenannte „Einweller“; mitunter befindet sich zwischen der Welle und dem sehr langsam laufenden Fan ein Untersetzungsgetriebe.

„Zweiweller“ treiben häufig über die langsame, innere Welle nur den Fan an, oder zusätzlich wenige vordere Verdichterstufen. Die beiden Wellen verlaufen koaxial: Die schnelle, kurze „Hochdruckwelle“ ist hohl mit größerem Durchmesser, die langsame, lange „Niederdruckwelle“ verbindet die hinterste Turbinenstufe mit dem ganz vorne liegenden Fan und führt innen durch die Hochdruckwelle hindurch.

Im Bereich der Brennkammer sind die Wellen Rohr-ähnlich mit relativ geringem Durchmesser; zwischen den Rotorscheiben des Verdichters bzw. der Turbine besteht die Welle meist aus Einzelstücken (Ringen), die mit großem Durchmesser („Trommelbereich“) die Rotorscheiben verbinden und evtl. zugleich in ihrem Abschnitt die Innenkontur des Kernstrom-Strömungskanals bilden.

Bei Dreiwellern treibt die innerste, längste, langsamste Welle nur den Fan an. Um die dritte Welle zu vermeiden, kann das Triebwerk stattdessen als Zweiweller ausgelegt sein mit einem Getriebe zwischen der jetzt schnelleren Niederdruckwelle und dem nun langsameren Fan. (schnellere Niederdruckturbine = höherer Wirkungsgrad, langsamerer Fan = höherer Wirkungsgrad)

Äußere Triebwerksverkleidung

Die äußere Triebwerksverkleidung wird ia nicht dem eigentlichen Triebwerk zugeordnet, sondern gehört zum Flugwerk (früher oft als Flugzeugzelle bezeichnet). Sie muss keine Antriebskräfte vom Triebwerk auf das Flugwerk übertragen und dient nur der aerodynamischen Luftführung bzw. Verkleidung.

Parameter

Ein Turbinenluftstrahltriebwerk besitzt eine Vielzahl von Eigenschaften. Hier eine Liste der wichtigsten technischen Parameter, um einen schnellen Vergleich unterschiedlicher Strahltriebwerke herstellen zu können:

  • Schub
  • Spezifischer Kraftstoffverbrauch (kg/(kN·h); übliche Angabe in kg/kNh)
  • Luftdurchsatz (kg/s)
  • Abmessungen und Trockengewicht
  • Art von Verdichter und Turbine (Radial/Axial/Mischform/Sonder)
  • Kompressionsverhältnis des Verdichters
  • Art der Brennkammern
  • bei Mantelstromtriebwerken: Anzahl der Fan-Stufen und Nebenstromverhältnis
  • Anzahl der Nieder- und Hochdruckverdichterstufen
  • Anzahl der Nieder- und Hochdruckturbinenstufen
  • Wellenanzahl

Geschichte

Anfänge

Die Propellerflugzeuge erreichten maximale Geschwindigkeiten von rund 700 km/h, die durch verstellbare Luftschrauben und unterschiedliche Techniken zur Leistungssteigerung der Motoren noch geringfügig erhöht werden konnten. Jedoch ließ sich das Ziel, Flugzeuge zu bauen, die schneller als 800 km/h fliegen konnten, nicht realisieren, ohne eine neue Antriebstechnik zu entwickeln. Die bereits früh als beste Lösung erkannten Rückstoßantriebe ließen sich erst umsetzen, als man genügend Kenntnisse auf den Gebieten der Aerodynamik , der Thermodynamik sowie der Metallurgie hatte. [24]

Die erste selbständig laufende Gasturbine entwickelte der Norweger Aegidius Elling bereits im Jahre 1903. Victor de Karavodine entwickelte dann im Jahre 1906 die Grundlagen des Pulsstrahltriebwerks. Georges Marconnet schlug im Jahr 1909 diese Triebwerksart als Strahltriebwerk für Luftfahrtanwendungen vor. Trotzdem wurde das Turbinenstrahltriebwerk die erste Bauform, die, neben Raketen, ein Flugzeug antrieb.

Eine Nebenlinie zur Herstellung eines Strahltriebwerks waren hybride Entwürfe, bei denen die Kompression durch eine externe Energiequelle erfolgte. In einem solchen System wie beim Thermojet von Secondo Campini – einem Motor-Luftstrahltriebwerk – wurde die Luft durch ein Gebläse, das durch einen konventionellen Benzin - Flugmotor angetrieben wurde, mit dem Treibstoff vermischt und dann zur Schuberzeugung verbrannt. Es gab drei Exemplare dieser Bauart, und zwar die Coanda-1910 von Henri Marie Coandă , die viel später entwickelte Campini Caproni CC.2 und den japanischen Tsu-11 -Antrieb, der für die Ohka Kamikaze -Flugzeuge gegen Ende des Zweiten Weltkrieges vorgesehen war. Keiner dieser Antriebe war erfolgreich, die Campini-Caproni CC.2 stellte sich – obwohl sie schon über einen Nachbrenner verfügte – schließlich als im Normalbetrieb langsamer als ein konventionelles Flugzeug mit einem gleichen Flugmotor heraus. [25]

Triebwerksentwicklung von Frank Whittle (Radialtriebwerk)

Frank Whittle

Der Engländer Frank Whittle reichte schon 1928 verschiedene Vorschläge zum Bau von Strahltriebwerken ein, konnte aber keine Partner gewinnen.

Der Schlüssel zu einem verwendbaren Strahlantrieb war die Gasturbine , bei der die Energie zum Antrieb des Kompressors von der Turbine selbst stammte. Die Arbeit an einer solchen integrierten Bauart begann in England 1930. Whittle reichte entsprechende Patente für einen solchen Antrieb ein, die 1932 anerkannt wurden. Sein Triebwerk besaß eine einzige Turbinenstufe, die einen Zentrifugalkompressor antrieb.

Im Jahre 1935 gründete Rolf Dudley Williams die Firma Power Jets Ltd. und setzte Whittle als Entwicklungschef ein. Whittle konstruierte ein Triebwerk, den Typ U, dessen erster Testlauf am 12. April 1937 erfolgte und gute Ergebnisse zeigte. Das Ministry for Coordination of Defence (Kriegsministerium) stellte daraufhin Geld zur Verfügung, und es begann die Entwicklung des luftfahrttauglichen Typs W.1 . Die Firma Gloster Aircraft wurde beauftragt, ein geeignetes Flugzeug herzustellen. So entstand das erstmals am 15. Mai 1941 geflogene Versuchsflugzeug Gloster E.28/39 . [26] [27]

Triebwerksentwicklung von Hans von Ohain (Axialtriebwerk)

Hans Joachim Pabst von Ohain

Unabhängig von Whittles Arbeiten begann 1935 Hans von Ohain in Deutschland seine Arbeit an einem ähnlichen Triebwerk. Ohain wandte sich an Ernst Heinkel , der sofort die Vorteile des neuen Antriebskonzeptes erkannte. Ohain bildete zusammen mit seinem Mechanikermeister Max Hahn eine neue Abteilung innerhalb der Firma Heinkel.

Der erste Antrieb – Heinkel HeS 1 – lief bereits 1937. Anders als Whittle benutzte Ohain zunächst Wasserstoff als Treibstoff, worauf er auch seine raschen Erfolge zurückführte. Die nachfolgenden Entwürfe fanden ihren Höhepunkt im Heinkel HeS 3 mit 5,4 kN, das in die eigens hierfür konstruierte Heinkel He 178 eingebaut wurde. Nach einer beeindruckend kurzen Entwicklungszeit flog dieser Prototyp bereits am 27. August 1939 in Rostock als erstes Düsenflugzeug der Welt. Als erstes Strahltriebwerk in Serie wurde später das Jumo 004 ab 1942 produziert, welches unter anderem in der zweistrahligen Messerschmitt Me 262 zum Einsatz kam. [28] [29]

In der Luftfahrt setzte sich schließlich das Axialtriebwerk durch.

Militärische Entwicklung während des Zweiten Weltkrieges

Eines der ersten deutschen Strahltriebwerke: Das Junkers Jumo 004

Die deutschen Turbojet-Triebwerke waren durchweg mit einem Axialverdichter ausgerüstet und hatten so einen kleineren Durchmesser als die englischen Typen mit Radialverdichter. Die Hauptentwicklungslinien waren das Junkers Jumo 004 , das mit ca. 4750 Einheiten bei der Messerschmitt Me 262 und der Arado Ar 234 zum Einsatz kam. Das später serienreife und in nur 750 Stück produzierte BMW 003 wurde bei der Heinkel He 162 und Arado Ar 234 verwendet.

Priorität der deutschen Entwicklungslinie hatte die Erhöhung der Geschwindigkeit; Kraftstoffverbrauch , Gewicht und Stabilität sollten im Laufe der Entwicklung verbessert werden. Nach 1941 galt es, eine neue Leistungsmarke von 800 kp (7,85 kN) zu erreichen. Man verwendete bald nicht mehr Normalbenzin , sondern Dieselkraftstoff , der leichter zu beschaffen war und einen höheren Siedepunkt hat. Man benötigte jetzt jedoch eine modifizierte Zündanlage.

Bis zum Ende des Krieges wurden etwa 6700 Triebwerke der Typen BMW-003 und Jumo 004 hergestellt, welche weiterhin Verbesserungen bei der Leistung erreichten, die später bei etwa 900 kp (8,83 kN) lag. Das Heinkel-Triebwerk HeS 011 lief bei Kriegsende mit 1300 kp (12,75 kN) und war das stärkste Turbojettriebwerk der Welt. Bei BMW und Heinkel befanden sich auch die ersten Propellerturbinen in der Entwicklung.

Auf der Basis des W.1 wurde in Großbritannien das Triebwerk Rolls-Royce Welland entwickelt, das etwa 7,56 kN Schub abgab. Dieses Triebwerk wurde anfangs in der Gloster Meteor verwendet. Eine weiter leistungsgesteigerte Variante war die Rolls-Royce Derwent , die ebenfalls in der Meteor Verwendung fand. Diese beiden Triebwerke wurden auf britischer Seite für Kampfflugzeuge im Zweiten Weltkrieg eingesetzt. Auf diesem Konzept – Radialverdichter, Rohrbrennkammer und Axialturbine – fußte die gesamte Entwicklungslinie der in der Nachkriegszeit erfolgreichen britischen Strahltriebwerkstechnik, bis 1950 das Rolls-Royce Avon mit Axialverdichter serienreif war.

Das erste einsatzbereite amerikanische Strahltriebwerk war das ebenfalls aus dem britischen W.1 entwickelte General Electric J31 mit Radialverdichter und eine Axialturbine, welches in der Bell P-59 zum Einsatz kam. Das wesentlich leistungsfähigere Allison J33 beruhte auf dem de Havilland Goblin . Es wurde in der Lockheed P-80 eingesetzt und kam für den Einsatz im Zweiten Weltkrieg de facto zu spät.

In der Sowjetunion gab es vor dem Zweiten Weltkrieg 13 Projekte für Strahltriebwerke. [30] Während des Zweiten Weltkrieges fanden keine wesentlichen Entwicklungen an Strahltriebwerken statt. [31] 2 der 13 Projekte konnten kurz nach dem Krieg fertig gestellt werden und zwar das erste sowjetische Turbojet-Triebwerk von Archip Michailowitsch Ljulka , und das erste sowjetische Turboprop-Triebwerk von Wladimir Uwarow . [32]

Militärische Weiterentwicklung

Kampfflugzeugtriebwerk der 1970er Jahre, der Turbofan Volvo RM8B, eingesetzt ua bei der Saab 37 Viggen
Mach'sche Knoten im Abgasstrahl des Nachbrenners eines Triebwerks vom Typ Pratt & Whitney J58

Das erarbeitete Wissen bildete mit die Grundlage für weitere Entwicklungen in den Militärbündnissen des Warschauer Pakts und in der NATO . Ziel der Entwicklungen war zunächst die Leistungssteigerung, ohne dass die Baugröße geändert werden musste. Das führte schnell zur Entwicklung der Nachbrenner triebwerke, die mit einem geringen zusätzlichen Gewicht eine wesentliche Leistungssteigerung brachten. Diese wurde jedoch auf Kosten des Kraftstoffverbrauchs erzielt. Typische Vertreter in den 1950er Jahren waren im Westen das General Electric J79 , im Osten das Tumanski R-11 . Beide Triebwerke ermöglichten den Vorstoß in Geschwindigkeitsbereiche bis Mach 2. Die technischen Probleme waren weitestgehend gelöst. Erst der Vorstoß in Richtung Mach 3 Mitte der 1960er Jahre forderte eine Weiterentwicklung. In der Sowjetunion wurde das Tumanski R-31 entwickelt und in den USA das Pratt & Whitney J58 , welches wegen der thermischen Belastung bei diesen Geschwindigkeiten mit einem Spezialkraftstoff (JP-7) betrieben wurde.

Mit dem Ende des Wettrennens um immer höhere Geschwindigkeiten und Flughöhen änderten sich auch die Anforderungen an die Triebwerke. Gefordert wurden nun hohe Leistungsdichte bei geringem Verbrauch, gute Beschleunigungsfähigkeit und Überschallfähigkeit. Dies führte zur Einführung von Turbofans auch im militärischen Bereich, etwa des Pratt & Whitney F100 oder des Tumanski R-33 . Um den breiten Geschwindigkeitsbereich abdecken zu können, kamen teils sehr komplexe Lufteinläufe auch bei einfachen Maschinen zur Anwendung. Insgesamt wurden die Triebwerke immer leistungsfähiger, um den Kampfpiloten eine gute Chance bei Luftkämpfen ohne Einsatzmöglichkeit der Raketenbewaffnung zu geben.

Zivile Weiterentwicklung

Das erste zivile Flugzeug mit Strahlantrieb war eine Vickers Viking , die versuchsweise mit zwei Rolls-Royce-Nene -Triebwerken von Propeller- auf Strahlantrieb umgerüstet worden war. Sie absolvierte am 6. April 1948 ihren Erstflug und bewies die prinzipielle Verwendbarkeit dieser Antriebsform auch in der zivilen Luftfahrt.

Zunächst wurden militärisch verwendete Typen adaptiert und in der zivilen Luftfahrt eingesetzt. So wurde das erste serienmäßig strahlgetriebene Verkehrsflugzeug, die De Havilland „Comet“ , mit de-Havilland-Ghost -Triebwerken ausgerüstet, die auch im Jagdflugzeug de Havilland DH.112 „Venom“ Verwendung fanden. Die Comet fand bei den Passagieren aufgrund des schnellen und vibrationsfreien Flugs zunächst sehr guten Anklang. Durch eine rätselhafteUnglücksserie mit Comet-Flugzeugen (die jedoch nichts mit den neuen Triebwerken zu tun hatte) kam es jedoch Mitte der 1950er zu einer erheblichen Skepsis von Passagieren und Fluglinien gegenüber Düsenflugzeugen und zu einer Stagnation in der Entwicklung von zivilen Strahltriebwerken. Man bevorzugte Turboprop-Maschinen, und so kam dieser Triebwerkstyp in seiner Entwicklung gut voran. Er war ebenfalls fast vollkommen problemlos. Triebwerke dieser Entwicklungsphase, etwa das Rolls-Royce Dart , leiteten sich noch weitestgehend aus den Turbojettriebwerken der ersten Generation ab.

Die Sowjetunion arbeitete an beiden Triebwerkstypen parallel. Das bisher leistungsstärkste Turboproptriebwerk , das Kusnezow NK-12 , eigentlich für die Tupolew Tu-95 entwickelt, kam kurz darauf auch in der zivilen Tupolew Tu-114 zur Anwendung und bewies, dass die Leistungsbereiche von Turbojet- und Turboproptriebwerken nicht weit auseinander lagen, mit Vorteilen in der Geschwindigkeit beim Turbojet und Vorteilen beim Verbrauch beim Turboprop.

Das Mikulin AM-3 der 1955 vorgestellten Tupolew Tu-104 war ebenso eine Ableitung aus einem militärischen Triebwerk wie das Pratt & Whitney JT3 , das eigentlich ein militärisches Pratt & Whitney J57 ist. 1954 wurde der erste Turbofan vorgestellt, der Rolls-Royce Conway , der ebenso wie das Pratt & Whitney JT3D eine Ableitung eines Turbojettriebwerks war und nur ein relativ geringes Nebenstromverhältnis aufwies. Das erste speziell für den zivilen Markt entwickelte Strahltriebwerk war das 1960 vorgestellte sowjetische Solowjow D-20 , das gleichzeitig dieser Antriebsart auch die Kurzstrecke erschloss, da es im Vergleich zu den Turbojets auch bei geringen Geschwindigkeiten einen akzeptablen Verbrauch aufwies.

Der Turbofan setzte sich schnell durch. Mitte der 1960er Jahre wurden praktisch keine zivil eingesetzten Turbojets mehr verkauft. Kleinere Strahltriebwerke wie das General Electric CJ-610 für Geschäftsreiseflugzeuge , etwa den Learjet , wurden Anfang der 1960er ebenso gefordert und auf den Markt gebracht wie die neuen Turbofans mit hohem Bypass-Verhältnis für die Wide-Body-Maschinen, etwa die McDonnell Douglas DC-10 oder die Boeing 747 . Typische Vertreter dieser Zeit waren das Rolls-Royce RB211 , das General Electric CF6 oder das Pratt & Whitney JT9D . Die Sowjetunion hatte zu diesem Zeitpunkt den Anschluss bei den Turbofans etwas verloren. Die weitere Entwicklung schien jedoch auch auf dem zivilen Markt in Richtung Überschallverkehr zu zeigen, und so entwickelte man in Europa das Rolls-Royce Olympus 593, eine zivile Variante des militärischen Nachbrennertriebwerks , für die Concorde , und das sowjetische Kusnezow NK-144 , das auf dem militärischen Kusnezow NK-22 basierte, für die Tupolew Tu-144 .

Die erste Ölkrise und die damit verbundene explosive Kostensteigerung bei der Energienutzung zwang zu einem Umdenken. Seit diesem Zeitpunkt stand die Triebwerkseffizienz bei Neuentwicklungen im Vordergrund. Das CFM 56 ist ein Vertreter dieser Zeit. Mit diesem Triebwerk wurden Umrüstprogramme für Turbojet-angetriebene Flugzeuge wie die Douglas DC-8 oder die Boeing 707 angeboten und erlaubten so eine Weiterverwendung dieser teilweise recht jungen Maschinen. Gleichzeitig wurde der Fluglärm zum zentralen Thema. Auch hier jedoch halfen die modernen Triebwerks-Entwicklungen.

Aktuelle zivile Entwicklung

Triebwerk der neuesten Generation: General Electric GE90
Ein Strahltriebwerk an einem Segelflugzeug

Die Entwicklungstendenz zeigt weiter zum sparsameren, effizienteren und umweltfreundlicheren Triebwerk. Grundsätzlich zielt die Entwicklung bei zivilen Strahlantrieben auf eine höhere Verdichtung, eine höhere Brennkammertemperatur, ein höheres Bypassverhältnis, eine höhere Zuverlässigkeit und längere Lebensdauer der Triebwerke.

Aktuelle Triebwerkstypen (wie das General Electric GE90 , das Pratt & Whitney PW4000 oder das Rolls-Royce Trent 800 ) haben dabei einen um 45 % reduzierten spezifischen Kraftstoffverbrauch gegenüber Turbojets der ersten Generation. Der Triebwerksdurchmesser dieser Aggregate erreicht bis zu 3,5 m bei einem Schub von über 500 kN (GE90-115B).

Das PW1000G besitzt ein Untersetzungsgetriebe für den Fan ( Getriebefan ). Der Vorteil ist, dass die Niederdruckturbine mit einer höheren Drehzahl betrieben werden kann, was einen besseren Wirkungsgrad verspricht. Darüber hinaus besteht die Möglichkeit, die Fanschaufeln last- und drehzahlabhängig zu verstellen. Insgesamt nähert sich der Fan so einer gekapselten Luftschraube (engl.: Ducted Fan ). Noch einen Schritt weiter geht die CRISP (engl.: counter-rotating integrated shrouded propfan)-Technologie, bei der zwei verstellbare, gegenläufige Luftschrauben in einem Fan-Gehäuse sitzen. Diese Triebwerke, etwa das Kusnezow NK-93 , erreichen bei akzeptablen äußeren Abmessungen bereits ein Nebenstromverhältnis von 16,6.

Mehrstufige Brennkammern zeigen ein günstigeres Verhalten bei NO x (bis zu 40 % weniger Stickoxide), liegen bei den CO-Werten aber an der oberen Grenze und zeigen besonders im Leerlauf einen erhöhten Verbrauch. Durch die mehrstufige Verbrennung wird die Maximaltemperatur in der Brennkammer gesenkt, die hauptsächlich für die Entstehung von NO x verantwortlich ist. [33]

Eine weitere Möglichkeit, den Wirkungsgrad zu verbessern, ist die Verwendung eines Abgas wärmeübertragers mit einem Zwischenkühler. Dabei wird die Abgastemperatur (z. B. durch einen Lanzettenkühler im Abgasstrahl) und die Temperatur der Luft vor dem Hochdruckverdichter (durch den Zwischenkühler) gesenkt und die Luft vor der Brennkammer erwärmt. Triebwerke mit dieser Technik werden auch rekuperative Triebwerke genannt.

Des Weiteren werden beim Verdichter zunehmend Blisk -Komponenten verarbeitet, bei denen Verdichter- oder Turbinenschaufeln und Turbinenscheibe aus einem Stück gefertigt werden oder nach der Einzelfertigung durch ein Reibschweißverfahren zusammengefügt werden. Dies ergibt ebenfalls Vorteile im Wirkungsgrad, da die Komponenten höher belastet werden können und eine geringere rotierende Masse aufweisen.

Neuen technologischen Ansätzen stehen zum Teil Bedenken der Betreiber, also der Luftfahrtgesellschaften, gegenüber: Diese wollen nur voll ausgereifte Technologien und Triebwerke mit z. B. geringer Teileanzahl verwenden.

Es zeichnet sich ein ständiger Zielkonflikt ab zwischen:

  • Anzahl der Teile in einem Triebwerk,
  • Wirkungsgrad,
  • Treibstoffverbrauch,
  • Abgasemissionen,
  • Geräuschemissionen,
  • Gewicht und
  • Wartungsfreundlichkeit

Bei einer Entwicklungsdauer von fünf bis acht Jahren ist es jedoch schwierig, die Marktanforderungen vorauszusagen.

Im Moment werden Treibstoffkosten wieder etwas höher bewertet. Auf der Suche nach alternativen Kraftstoffen werden unterschiedliche Ansätze verfolgt: An einem Airbus A380 der Qatar Airways wurde eines der vier Triebwerke zu Testzwecken auf den Betrieb mit GTL-Kraftstoffen umgestellt. [34] Auch Boeing testete in einer Kooperation mit Virgin Atlantic an einem Triebwerk einer 747-400 den Einsatz von Kokos- und Babassu-Öl als Biotreibstoff. [35] Auch werden für die Nutzung regenerativer Energien Triebwerke mit Wasserstoff als Treibstoff untersucht. Von der Turbinentechnik her erscheint das problemlos, das Gewicht von Wasserstoff ist bei gleichem Energiegehalt sogar geringer als das von Kerosin, jedoch muss der Wasserstoff tiefkalt (−253 °C) mitgeführt werden und benötigt wegen seiner selbst verflüssigt geringen Dichte ein großes Volumen. Alle diese Untersuchungen befinden sich jedoch noch in einem Stadium, das einen Einsatz alternativer Kraftstoffe im regulären Alltagsflugbetrieb in den nächsten Jahren nicht erwarten lässt.

Im Kurzstreckenbereich finden jedoch nach wie vor langsamere und kraftstoffsparende Flugzeuge mit Propellerturbinen ihr Einsatzgebiet, da sie unter diesen Betriebsbedingungen günstiger sind. Das Problem der hohen Geräuschemissionen wird dabei zunehmend durch Einsatz von Propellern mit mehr Blättern erheblich verringert.

Mittlerweile werden die ersten Segelflugzeuge mit einem kleinen ausklappbaren Strahltriebwerk ausgerüstet, um als sogenannte „ Heimkehrhilfe “ bei nachlassender Thermik zu dienen.

Triebwerksmarkt

Die drei bedeutendsten Hersteller sind GE Aviation ( General Electric ), Rolls-Royce , Pratt & Whitney ( United Technologies Corporation ), gefolgt von Safran Aircraft Engines und MTU Aero Engines .

Insgesamt konzentriert sich der Markt der Anbieter und es kommt zu globalen Allianzen am Triebwerksmarkt. Beispiel hierfür ist der Zusammenschluss von General Electric und Pratt & Whitney zu einem Joint Venture namens Engine Alliance für Entwicklung und Bau des GP7200 Triebwerks. [36] Im militärischen Bereich werden Kooperationen aufgrund von multinationalen Projekten häufig durch die damit verbundenen nationalen Arbeitsanteile erzwungen. So gründeten beispielsweise Industria de Turbo Propulsores (spanisch), MTU Aero Engines (deutsch), Rolls-Royce (britisch) und Safran Aircraft Engines (französisch) für die Entwicklung des A400M-Triebwerks eigens die EPI Europrop International GmbH . [37]

Unfallrisiken

Auf Flugzeugträgern wird auf kurzer Startbahn mit Katapult gestartet; das Ankoppeln des Fahrwerks ans Katapult erfolgt von Hand durch eine Person erst unmittelbar vor dem Start, während die Triebwerke schon hochgefahren werden. Am Lufteinlass wird Luft mit einer so hohen Volumenrate eingesaugt, dass ein Sicherheitsabstand von 6 m rundum empfohlen wird. Wiederholt sind Menschen eingesaugt worden, die entgegen Vorschrift und guter Praxis sich vor einem Einlass aufhielten. Insbesondere kleine Flugzeuge, wie militärische Jäger, haben niedrig liegende Einlässe. Kommt hier eine Person zu nahe, läuft sie Gefahr vom Luftstrom ins Triebwerk eingesaugt und von den rotierenden Schaufelblättern getötet zu werden. [38]

Der Abgasstrahl hinter einem Flugzeug kann so stark und schnell sein, dass eine Person umgeworfen und weggeblasen, auf Flugzeugträgern auch über Bord geblasen werden kann. Der Princess Juliana International Airport der Karibik -Insel Saint Martin ist weltweit dafür bekannt, dass landende, große Flugzeuge nur 10–20 m über die Köpfe von Schaulustigen an einem Strand hinwegfliegen müssen, und diese sich sehr nah hinter startenden Flugzeugen aufhalten können. Es kam wiederholt zu schweren Verletzungen und auch zu einem Todesfall (2017).

Literatur

  • The Jet engine Rolls-Royce, Derby 1969, 1971, 1973, 1986. ISBN 0-902121-04-9 (sehr gut bebildert).
  • The Jet engine Rolls-Royce, 65 Buckingham Gate, London SW1E 6AT, England, ISBN 0-902121-23-5 (sehr gut und aktuell bebildert).
  • Klaus Hünecke: Flugtriebwerke. Ihre Technik und Funktion. Motorbuchverlag, Stuttgart 1978, ISBN 3-87943-407-7 .
  • Willy JG Bräunling: Flugzeugtriebwerke. Grundlagen, Aero-Thermodynamik, ideale und reale Kreisprozesse, Thermische Turbomaschinen, Komponenten, Emissionen und Systeme, 4. Auflage, Springer Vieweg Berlin Heidelberg 2015, ISBN 978-3-642-34538-8 , Band I + II.
  • Hans Rick: Gasturbinen und Flugantriebe. Grundlagen, Betriebsverhalten und Simulation. Verlag Springer Vieweg Heidelberg London New York 2013, ISBN 978-3-540-79445-5 .
  • Reinhard Müller: Luftstrahltriebwerke, Grundlagen, Charakteristiken, Arbeitsverhalten. Verlag Vieweg, Braunschweig 1997, ISBN 3-528-06648-2 .
  • Ernst Götsch: Luftfahrzeugtechnik. Motorbuchverlag, Stuttgart 2003, ISBN 3-613-02006-8 .
  • Klaus L. Schulte: Kleingasturbinen und ihre Anwendungen. KLS Publishing, Köln 2012, 2. Auflage, ISBN 978-3-942095-42-6 .
  • Kral Schesky: Flugzeugtriebwerke. Rhombos Verlag, Berlin 2003, ISBN 3-930894-95-5 .
  • Andreas Fecker: Strahltriebwerke: Entwicklung – Einsatz – Zukunft. Motorbuch Verlag, Stuttgart 2013, ISBN 978-3-613-03516-4 .
  • Hubert Grieb: Projektierung von Turboflugtriebwerken. Buchreihe Technik der Turboflugtriebwerke. Birkhäuser Verlag, Basel, Boston, Berlin 2004.
  • Alfred Urlaub: Flugtriebwerke – Grundlagen, Systeme, Komponenten. Springer, Berlin, 2. Auflage, 1995.

Weblinks

Wiktionary: Strahltriebwerk – Bedeutungserklärungen, Wortherkunft, Synonyme, Übersetzungen
Commons : Strahltriebwerke – Sammlung von Bildern

Einzelnachweise

  1. Hans Rick: Gasturbinen und Flugantriebe. Grundlagen, Betriebsverhalten und Simulation . Springer Vieweg, Heidelberg / London / New York 2013, S. 3.
  2. Alfred Urlaub: Flugtriebwerke – Grundlagen, Systeme, Komponenten. Springer, Berlin, 2. Auflage, 1995, S. 52.
  3. Reinhard Müller: Luftstrahltriebwerke – Grundlagen, Charakteristiken, Arbeitsverhalten. Vieweg, 1997, S. 19 f.
  4. Willy JG Bräunling: Flugzeugtriebwerke – Grundlagen, Aero-Thermodynamik, Kreisprozesse, Thermische Turbomaschinen, Komponenten- und Auslegungsberechnung. Springer, Berlin 2001, S. 117.
  5. Reinhard Müller: Luftstrahltriebwerke – Grundlagen, Charakteristiken, Arbeitsverhalten. Vieweg, 1997, S. 1.
  6. Willy JG Bräunling: Flugzeugtriebwerke – Grundlagen, Aero-Thermodynamik, Kreisprozesse, Thermische Turbomaschinen, Komponenten- und Auslegungsberechnung. Springer, Berlin, 2001, S. 22–30.
  7. Reinhard Müller: Luftstrahltriebwerke – Grundlagen, Charakteristiken, Arbeitsverhalten. Vieweg, 1997, S. 10 f., 295–297.
  8. Willy JG Bräunling: Flugzeugtriebwerke – Grundlagen, Aero-Thermodynamik, Kreisprozesse, Thermische Turbomaschinen, Komponenten- und Auslegungsberechnung. Springer, Berlin, 2001, S. 32 f., 36 f.
  9. Reinhard Müller: Luftstrahltriebwerke – Grundlagen, Charakteristiken, Arbeitsverhalten. Vieweg, 1997, S. 11.
  10. Willy JG Bräunling: Flugzeugtriebwerke – Grundlagen, Aero-Thermodynamik, Kreisprozesse, Thermische Turbomaschinen, Komponenten- und Auslegungsberechnung. Springer, Berlin, 2001, S. 41–46.
  11. Reinhard Müller: Luftstrahltriebwerke – Grundlagen, Charakteristiken, Arbeitsverhalten. Vieweg, 1997, S. 73.
  12. Erklärung der Kompressoren bei NASA Glenn Research Center ( Memento vom 9. Juli 2000 im Internet Archive ) (englisch)
  13. Willy JG Bräunling: Flugzeugtriebwerke – Grundlagen, Aero-Thermodynamik, Kreisprozesse, Thermische Turbomaschinen, Komponenten- und Auslegungsberechnung. Springer, Berlin 2001, S. 49–57.
  14. Reinhard Müller: Luftstrahltriebwerke – Grundlagen, Charakteristiken, Arbeitsverhalten. Vieweg, 1997, S. 101–103.
  15. Willy JG Bräunling: Flugzeugtriebwerke – Grundlagen, Aero-Thermodynamik, Kreisprozesse, Thermische Turbomaschinen, Komponenten- und Auslegungsberechnung. Springer, Berlin 2001, S. 61–64.
  16. Reinhard Müller: Luftstrahltriebwerke – Grundlagen, Charakteristiken, Arbeitsverhalten. Vieweg, 1997, S. 133–136.
  17. Engmann, Klaus: Technologie des Flugzeugs . 6. Auflage. Vogel, Würzburg 2013, ISBN 978-3-8343-3304-9 , S.   606   ff .
  18. Willy JG Bräunling: Flugzeugtriebwerke – Grundlagen, Aero-Thermodynamik, Kreisprozesse, Thermische Turbomaschinen, Komponenten- und Auslegungsberechnung. Springer, Berlin 2001, S. 69–73.
  19. Reinhard Müller: Luftstrahltriebwerke – Grundlagen, Charakteristiken, Arbeitsverhalten. Vieweg, 1997, S. 155–157.
  20. Willy JG Bräunling: Flugzeugtriebwerke – Grundlagen, Aero-Thermodynamik, Kreisprozesse, Thermische Turbomaschinen, Komponenten- und Auslegungsberechnung. Springer, Berlin 2001, S. 82–87.
  21. Reinhard Müller: Luftstrahltriebwerke – Grundlagen, Charakteristiken, Arbeitsverhalten. Vieweg, 1997, S. 179–186.
  22. Willy JG Bräunling: Flugzeugtriebwerke – Grundlagen, Aero-Thermodynamik, Kreisprozesse, Thermische Turbomaschinen, Komponenten- und Auslegungsberechnung. Springer, Berlin 2001, S. 80–82.
  23. Reinhard Müller: Luftstrahltriebwerke – Grundlagen, Charakteristiken, Arbeitsverhalten. Vieweg, 1997, S. 145 f.
  24. Reinhard Müller: Luftstrahltriebwerke – Grundlagen, Charakteristiken, Arbeitsverhalten. Vieweg, 1997, S. 5 f.
  25. Reinhard Müller: Luftstrahltriebwerke – Grundlagen, Charakteristiken, Arbeitsverhalten. Vieweg, 1997, S. 6 f.
  26. Willy JG Bräunling: Flugzeugtriebwerke – Grundlagen, Aero-Thermodynamik, Kreisprozesse, Thermische Turbomaschinen, Komponenten- und Auslegungsberechnung. Springer, Berlin 2001, S. 4 f.
  27. Reinhard Müller: Luftstrahltriebwerke – Grundlagen, Charakteristiken, Arbeitsverhalten. Vieweg, 1997, S. 7 f.
  28. Willy JG Bräunling: Flugzeugtriebwerke – Grundlagen, Aero-Thermodynamik, Kreisprozesse, Thermische Turbomaschinen, Komponenten- und Auslegungsberechnung. Springer, Berlin 2001, S. 5 f.
  29. Reinhard Müller: Luftstrahltriebwerke – Grundlagen, Charakteristiken, Arbeitsverhalten. Vieweg, 1997, S. 7 f.
  30. Mark Harrison: Guns and Rubles: The Defense Industry in the Stalinist State . London 2008. S. 216.
  31. Willy JG Bräunling: Flugzeugtriebwerke – Grundlagen, Aero-Thermodynamik, Kreisprozesse, Thermische Turbomaschinen, Komponenten- und Auslegungsberechnung. Springer, Berlin 2001, S. 5 f.
  32. Harrison, Guns and Rubles, S. 216.
  33. CFM'S Advanced Double Annular Combustor Technology ( Memento vom 26. April 2009 im Internet Archive ), cfm56.com, 8. September 2009
  34. Airbus testet ersten Jet mit alternativem Kraftstoff , Spiegel online, 9. September 2009
  35. Branson fliegt auf Biosprit , Spiegel online, 9. September 2009
  36. About Engine Alliance ( Memento vom 3. August 2004 im Internet Archive ) , Engine Alliance, 10. September 2009
  37. EPI Shareholders ( Memento vom 14. September 2009 im Internet Archive ), EPI Europrop International, 10. September 2009
  38. Einsauggefahr: In einem seltenen Fall, der über eine Decküberwachungskamera dokumentiert ist, näherte sich ein Soldat, der einen Bediener bei einem nächtlichen Einsatz am 20. Februar 1991 einwies und daher das Koppeln an den Katapult kontrollierte, dem Triebwerk stehend, wurde mit dem Kopf voran weitestgehend in die Einlaufverkleidung eingesogen und überlebte schwer verletzt – mit Schlüsselbeinbruch und Trommelfellriss. Per Schutzreflex hob er einen Arm, während ihm Helm und Schwimmweste vom Luftstrom abgezogen oder abgerissen wurden. Während er sich für den Bruchteil einer Sekunde im Einlass verkeilte, zerstörten die zwei eingesaugten Ausrüstungsteile die Schaufeln und somit das Triebwerk, dessen Treibstoffzufuhr sich danach abstellte.
    YouTube: Auf der Theodor Roosevelt ins Intruder Triebwerk gesogen , Roy Hahmann, 22. Februar 2011, Video (7:26) – Vorfall von 1991.