Düsentriebwerk - Jet engine

Aus Wikipedia, der freien Enzyklopädie

Düsentriebwerk
F100 F-15 Motor.JPG
Einstufung Verbrennungsmotor
Industrie Luft- und Raumfahrt
Anwendung Luftfahrt
Kraftstoffquelle Kerosin
Komponenten Dynamischer Verdichter , Ventilator , Combustor , Turbine , Schubdüse
Erfinder John Barber , Frank Whittle
Erfunden 1791, 1928
US Air Force F-15E Streikadler
Düsentriebwerk während des Starts mit sichtbar heißem Auspuff ( Germanwings Airbus A319 )

Ein Strahltriebwerk ist eine Art Reaktionstriebwerk, das einen sich schnell bewegenden Strahl abgibt, der durch Strahlantrieb Schub erzeugt . Während diese breite Definition kann , umfasst rocket , Wasserstrahl , und Hybridantrieb, der Begriff Strahltriebwerk bezieht sich typischerweise auf ein Verbrennungsluftholen Strahltriebwerk wie beispielsweise einen Turboluftstrahl , Turbofan , Staustrahltriebwerk oder Impulsstrahl . Strahltriebwerke sind im Allgemeinen Verbrennungsmotoren .

Luftholen Strahltriebwerke verfügen typischerweise einen rotierenden Luftkompressor durch eine betriebene Turbine , mit dem übrig gebliebenen Stromschub durch die Bereitstellung Schubdüse Prozess -Das ist bekannt als der Brayton thermodynamische Zyklus . Düsenflugzeuge verwenden solche Triebwerke für Fernreisen. Frühe Düsenflugzeuge verwendeten Turbostrahltriebwerke, die für den Unterschallflug relativ ineffizient waren. Die meisten modernen Unterschallflugzeuge verwenden komplexere Hochbypass-Turbofan-Triebwerke . Sie bieten über große Entfernungen eine höhere Geschwindigkeit und eine höhere Kraftstoffeffizienz als Kolben- und Propeller- Triebwerke . Einige luftatmende Motoren für Hochgeschwindigkeitsanwendungen (Ramjets und Scramjets ) verwenden anstelle eines mechanischen Kompressors den RAM-Effekt der Fahrzeuggeschwindigkeit.

Der Schub eines typischen Jetliner- Triebwerks stieg von 22.000 N (5.000 lbf) ( de Havilland Ghost Turbojet) in den 1950er Jahren auf 510.000 N (115.000 lbf (Turboofan General Electric GE90 )) in den 1990er Jahren, und ihre Zuverlässigkeit stieg von 40 im Flug Abschaltungen pro 100.000 Flugstunden auf weniger als 1 pro 100.000 in den späten 1990er Jahren. Dies, kombiniert mit einem stark verringerten Treibstoffverbrauch, ermöglichte um die Jahrhundertwende einen routinemäßigen Transatlantikflug mit zweimotorigen Verkehrsflugzeugen , bei dem zuvor eine ähnliche Reise mehrere Tankstopps erforderlich gemacht hätte.

Geschichte

Das Prinzip des Strahltriebwerks ist nicht neu; Die technischen Fortschritte, die erforderlich waren, um die Idee umzusetzen, wurden jedoch erst im 20. Jahrhundert verwirklicht. Eine rudimentäre Demonstration der Düsenkraft geht auf das Aeolipil zurück , ein Gerät, das der Held von Alexandria im römischen Ägypten des 1. Jahrhunderts beschrieben hat . Diese Vorrichtung leitete Dampfkraft durch zwei Düsen, um zu bewirken, dass sich eine Kugel schnell um ihre Achse dreht. Es wurde als eine Kuriosität gesehen. Inzwischen sind praktische Anwendungen der Turbine im Wasserrad und in der Windmühle zu sehen .

Die ersten praktischen Anwendungen des Jet-Antriebs erschienen mit der Erfindung der mit Schießpulver angetriebenen Rakete durch die Chinesen im 13. Jahrhundert. Es war anfangs eine Art Feuerwerk und entwickelte sich allmählich zu gewaltigen Waffen . Die Prinzipien, nach denen die Chinesen ihre Raketen und Feuerwerkskörper schickten, ähnelten denen eines Düsentriebwerks.

1551 erfand Taqi ad-Din Muhammad ibn Ma'ruf im osmanischen Ägypten einen Dampfheber , der von einer Dampfturbine angetrieben wurde und eine Methode zum Drehen eines Spießes mittels eines Dampfstrahls beschreibt, der auf Drehflügeln um den Umfang eines Rades spielt . Es war das erste praktische Dampfstrahlgerät. Ein ähnliches Gerät wurde später von John Wilkins im Jahre 1648 beschrieben.

Der früheste Bericht über einen versuchten Düsenflug stammt ebenfalls aus dem Osmanischen Reich . 1633 soll der osmanische Soldat Lagâri Hasan Çelebi eine kegelförmige Rakete eingesetzt haben.

Die frühesten Versuche, Lufttriebwerke zu atmen, waren Hybridkonstruktionen, bei denen eine externe Stromquelle zuerst Luft komprimierte, die dann mit Kraftstoff gemischt und für den Strahlschub verbrannt wurde. Der Caproni Campini N.1 und der japanische Tsu-11- Motor , der gegen Ende des Zweiten Weltkriegs Ohka- Kamikaze- Flugzeuge antreiben sollte, waren erfolglos.

Albert Fonó ‚s ramjet -cannonball aus dem Jahr 1915

Schon vor Beginn des Zweiten Weltkriegs begannen die Ingenieure zu begreifen, dass Motoren, die Propeller antreiben, aufgrund von Problemen im Zusammenhang mit der Propellereffizienz an Grenzen stießen, die abnahmen, als sich die Blattspitzen der Schallgeschwindigkeit näherten . Wenn die Leistung eines Flugzeugs über eine solche Barriere hinaus gesteigert werden sollte, war ein anderer Antriebsmechanismus erforderlich. Dies war die Motivation für die Entwicklung des Gasturbinentriebwerks, der häufigsten Form des Strahltriebwerks.

Der Schlüssel zu einem praktischen Strahltriebwerk war die Gasturbine , die dem Triebwerk selbst Strom entzieht, um den Kompressor anzutreiben . Die Gasturbine war keine neue Idee: Das Patent für eine stationäre Turbine wurde 1791 an John Barber in England erteilt . Die erste Gasturbine, die erfolgreich autark betrieben wurde, wurde 1903 vom norwegischen Ingenieur Ægidius Elling gebaut . Solche Motoren erreichten die Herstellung aufgrund von Fragen der Sicherheit, Zuverlässigkeit, des Gewichts und insbesondere des Dauerbetriebs nicht.

Das erste Patent für die Verwendung einer Gasturbine zum Antrieb eines Flugzeugs wurde 1921 von Maxime Guillaume angemeldet . Sein Motor war ein Axialstrom-Turbostrahl, wurde jedoch nie gebaut, da dies erhebliche Fortschritte gegenüber dem Stand der Technik bei Kompressoren erforderlich gemacht hätte. Alan Arnold Griffith veröffentlichte 1926 eine aerodynamische Theorie des Turbinendesigns, die zu experimentellen Arbeiten an der RAE führte .

Das Whittle W.2 / 700-Triebwerk flog im Gloster E.28 / 39 , dem ersten britischen Flugzeug, das mit einem Turbostrahltriebwerk flog, und im Gloster Meteor

1928 reichte der Cranwell- Kadett des RAF College, Frank Whittle , seinen Vorgesetzten offiziell seine Ideen für einen Turbojet ein. Im Oktober 1929 entwickelte er seine Ideen weiter. Am 16. Januar 1930 reichte Whittle in England sein erstes Patent ein (erteilt 1932). Das Patent zeigte einen zweistufigen Axialkompressor , der einen einseitigen Radialkompressor speist . Praktische Axialkompressoren wurden durch Ideen von AAGriffith in einer wegweisenden Arbeit von 1926 ("Eine aerodynamische Theorie des Turbinendesigns") ermöglicht. Whittle konzentrierte sich später nur noch auf den einfacheren Radialkompressor. Whittle war nicht in der Lage, die Regierung für seine Erfindung zu interessieren, und die Entwicklung ging nur langsam voran.

Heinkel He 178 , das weltweit erste Flugzeug, das ausschließlich mit Turbostrahlantrieb fliegt

1935 begann Hans von Ohain in Deutschland mit der Arbeit an einem ähnlichen Design, wobei sowohl der Kompressor als auch die Turbine radial auf gegenüberliegenden Seiten derselben Scheibe standen und Whittles Arbeit zunächst nicht bekannt war. Von Ohains erstes Gerät war streng experimentell und konnte nur unter externer Stromversorgung betrieben werden, aber er konnte das Grundkonzept demonstrieren. Ohain wurde dann Ernst Heinkel vorgestellt , einem der größten Flugzeugindustriellen der damaligen Zeit, der das Versprechen des Designs sofort erkannte. Heinkel hatte kürzlich die Motorenfirma Hirth gekauft, und Ohain und sein Maschinist Max Hahn wurden dort als neue Abteilung der Firma Hirth gegründet. Im September 1937 lief der erste HeS 1- Radialmotor. Im Gegensatz zu Whittles Entwurf verwendete Ohain Wasserstoff als Kraftstoff, der unter externem Druck geliefert wurde. Ihre nachfolgenden Entwürfe gipfelten in dem mit Benzin gefüllten HeS 3 von 5 kN, der an Heinkels einfacher und kompakter He 178- Flugzeugzelle angebracht und am frühen Morgen des 27. August 1939 von Erich Warsitz vom Flugplatz Rostock- Marienehe geflogen wurde , eine beeindruckend kurze Entwicklungszeit. Die He 178 war das erste Düsenflugzeug der Welt. Heinkel meldete am 31. Mai 1939 ein US-Patent für das Flugzeugkraftwerk von Hans Joachim Pabst von Ohain an; Patentnummer US2256198, wobei M Hahn als Erfinder bezeichnet wird.

Ein Ausschnitt aus dem Junkers Jumo 004 Motor

Der Österreicher Anselm Franz von Junkers ( Junkers Motoren oder "Jumo") führte den Axialverdichter in sein Strahltriebwerk ein. Jumo wurde die nächste Triebwerksnummer in der RLM 109-0xx-Nummerierungssequenz für Gasturbinenflugzeugtriebwerke "004" zugewiesen , und das Ergebnis war das Jumo 004- Triebwerk. Nach vielen kleineren technischen Schwierigkeiten gelöst wurden, die Massenproduktion dieses Motors im Jahr 1944 als ein Triebwerk für die weltweit erste Jet- gestartet Kampfflugzeuge , die Messerschmitt Me 262 (und später die weltweit erste Jet- Bomber Flugzeuge, die Arado Ar 234 ). Verschiedene Gründe führten zu einer Verzögerung der Verfügbarkeit des Triebwerks, was dazu führte, dass der Jäger zu spät eintraf, um die Position Deutschlands im Zweiten Weltkrieg zu verbessern. Dies war jedoch das erste Düsentriebwerk, das im Einsatz war.

Gloster Meteor F.3s. Die Gloster Meteor war der erste britische Düsenjäger und das einzige Düsenflugzeug der Alliierten, das im Zweiten Weltkrieg Kampfhandlungen durchführte.

In Großbritannien hatte die Gloster E28 / 39 am 15. Mai 1941 ihren Jungfernflug und die Gloster Meteor wurde schließlich im Juli 1944 bei der RAF in Dienst gestellt . Diese wurden von Turbostrahltriebwerken der Power Jets Ltd. angetrieben, die von Frank Whittle gegründet wurden. Die ersten beiden einsatzbereiten Turbostrahlflugzeuge, die Messerschmitt Me 262 und dann die Gloster Meteor, wurden 1944 innerhalb von drei Monaten in Dienst gestellt.

Nach Kriegsende wurden die deutschen Düsenflugzeuge und Triebwerke von den siegreichen Verbündeten eingehend untersucht und trugen zur Arbeit an frühen sowjetischen und US-amerikanischen Düsenjägern bei. Das Erbe des Axialtriebwerks zeigt sich darin, dass praktisch alle Düsentriebwerke in Starrflügelflugzeugen von dieser Konstruktion inspiriert wurden.

In den 1950er Jahren war das Düsentriebwerk in Kampfflugzeugen nahezu universell, mit Ausnahme von Fracht, Verbindung und anderen Spezialtypen. Zu diesem Zeitpunkt waren einige der britischen Entwürfe bereits für den zivilen Gebrauch freigegeben und waren auf frühen Modellen wie dem de Havilland Comet und dem Avro Canada Jetliner erschienen . In den 1960er Jahren wurden alle großen Zivilflugzeuge auch mit Jetantrieb betrieben, so dass der Kolbenmotor in kostengünstigen Nischenfunktionen wie Frachtflügen eingesetzt wurde .

Der Wirkungsgrad von Turbostrahltriebwerken war immer noch eher schlechter als der von Kolbenmotoren, aber in den 1970er Jahren mit dem Aufkommen von Turbofan-Triebwerken mit hohem Bypass (eine Innovation, die von den frühen Kommentatoren wie Edgar Buckingham bei hohen Geschwindigkeiten und Höhenlagen, wie es schien, nicht vorausgesehen wurde absurd für sie), war die Kraftstoffeffizienz ungefähr die gleiche wie bei den besten Kolben- und Propellermotoren.

Verwendet

Ein JT9D- Turbofan-Triebwerk, das in einem Boeing 747- Flugzeug installiert ist .

Düsentriebwerke treiben Düsenflugzeuge , Marschflugkörper und unbemannte Luftfahrzeuge an . In Form von Raketentriebwerken treiben sie Feuerwerkskörper , Modellraketen , Raumfahrt und Militärraketen an .

Düsentriebwerke haben Hochgeschwindigkeitsautos, insbesondere Drag Racer , mit dem Rekord eines Raketenwagens angetrieben . ThrustSSC , ein Auto mit Turbofan-Antrieb, hält derzeit den Geschwindigkeitsrekord an Land .

Düsentriebwerkskonstruktionen werden häufig für Nicht-Flugzeuganwendungen wie Industriegasturbinen oder Schiffskraftwerke modifiziert . Diese werden zur Stromerzeugung, zum Antrieb von Wasser-, Erdgas- oder Ölpumpen und zum Antrieb von Schiffen und Lokomotiven verwendet. Industriegasturbinen können bis zu 50.000 Wellenleistung erzeugen. Viele dieser Motoren stammen von älteren militärischen Turbojets wie den Modellen Pratt & Whitney J57 und J75. Es gibt auch eine Ableitung des Low-Bypass-Turbofans P & W JT8D, der bis zu 35.000 PS (HP) erzeugt.

Düsentriebwerke werden manchmal auch zu Turbowellen- und Turboprop- Triebwerken entwickelt oder teilen sich bestimmte Komponenten wie Triebwerkskerne. Dies sind Formen von Gasturbinentriebwerken, die typischerweise zum Antrieb von Hubschraubern und einigen Propellerflugzeugen verwendet werden.

Arten von Triebwerken

Es gibt eine große Anzahl verschiedener Arten von Strahltriebwerken, die alle nach dem Prinzip des Strahlantriebs einen Vorwärtsschub erzielen .

Luftatmung

Üblicherweise werden Flugzeuge von luftatmenden Strahltriebwerken angetrieben. Die meisten verwendeten Luftatmungsstrahltriebwerke sind Turbofan- Strahltriebwerke, die bei Geschwindigkeiten knapp unter der Schallgeschwindigkeit einen guten Wirkungsgrad erzielen .

Turbine angetrieben

Gasturbinen sind Rotationsmotoren, die einem Verbrennungsgasstrom Energie entziehen. Sie haben einen vorgeschalteten Kompressor, der mit einer nachgeschalteten Turbine mit einer dazwischen liegenden Brennkammer gekoppelt ist. In Flugzeugtriebwerken werden diese drei Kernkomponenten häufig als "Gasgenerator" bezeichnet. Es gibt viele verschiedene Varianten von Gasturbinen, aber alle verwenden ein Gasgeneratorsystem irgendeiner Art.

Turbojet
Turbojet-Triebwerk

Ein Turbostrahltriebwerk ist ein Gasturbinentriebwerk , das Luft mit einem Einlass und einem Kompressor ( axial , zentrifugal oder beides) komprimiert, Kraftstoff mit der Druckluft mischt, das Gemisch in der Brennkammer verbrennt und dann den heißen Hochdruck durchlässt Luft durch eine Turbine und eine Düse . Der Kompressor wird von der Turbine angetrieben, die dem durch sie strömenden expandierenden Gas Energie entzieht. Der Motor wandelt die innere Energie im Kraftstoff in kinetische Energie im Abgas um und erzeugt Schub. Die gesamte vom Einlass aufgenommene Luft wird im Gegensatz zu dem nachstehend beschriebenen Turbofan- Motor durch den Kompressor, die Brennkammer und die Turbine geleitet .

Turbofan
Schematische Darstellung des Betriebs eines Turbofan-Motors mit niedrigem Bypass.

Turbofans unterscheiden sich von Turbojets dadurch, dass sie vorne am Motor einen zusätzlichen Lüfter haben, der die Luft in einem Kanal beschleunigt, der das Kerngasturbinentriebwerk umgeht. Turbofan sind der dominante Motortyp für Mittel- und Langstreckenflugzeuge .

Turbofans sind bei Unterschallgeschwindigkeiten normalerweise effizienter als Turbojets, aber bei hohen Geschwindigkeiten erzeugt ihr großer Frontbereich mehr Luftwiderstand . Daher sind die Lüfter im Überschallflug sowie in Militär- und anderen Flugzeugen, in denen andere Überlegungen eine höhere Priorität als die Treibstoffeffizienz haben, tendenziell kleiner oder fehlen.

Aufgrund dieser Unterschiede werden Turbofan-Motorkonstruktionen häufig als Low-Bypass- oder High-Bypass- Motoren eingestuft , abhängig von der Luftmenge, die den Kern des Motors umgeht. Turbofans mit niedrigem Bypass haben ein Bypass-Verhältnis von etwa 2: 1 oder weniger.

Ram-Komprimierung

Ram-Kompressionsstrahltriebwerke sind luftatmende Triebwerke, die Gasturbinentriebwerken ähnlich sind, und beide folgen dem Brayton-Zyklus . Gasturbinen- und RAM-Motoren unterscheiden sich jedoch darin, wie sie den einströmenden Luftstrom komprimieren. Während Gasturbinentriebwerke Axial- oder Radialkompressoren verwenden, um die einströmende Luft zu komprimieren, sind Stößelmotoren nur auf Luft angewiesen, die durch den Einlass oder den Diffusor komprimiert wird. Ein RAM-Motor benötigt daher eine erhebliche anfängliche Vorwärtsfluggeschwindigkeit, bevor er funktionieren kann. Ram-Triebwerke gelten als die einfachste Art von luftatmendem Strahltriebwerk, da sie keine beweglichen Teile enthalten können.

Ramjets sind Ram-Triebwerke. Sie sind mechanisch einfach und arbeiten weniger effizient als Turbojets, außer bei sehr hohen Geschwindigkeiten.

Scramjets unterscheiden sich hauptsächlich darin, dass die Luft nicht auf Unterschallgeschwindigkeit verlangsamt wird. Sie verwenden vielmehr eine Überschallverbrennung. Sie sind bei noch höherer Geschwindigkeit effizient. Sehr wenige wurden gebaut oder geflogen.

Nicht kontinuierliche Verbrennung

Art Beschreibung Vorteile Nachteile
Motorjet Funktioniert wie ein Turbostrahl, aber ein Kolbenmotor treibt den Kompressor anstelle einer Turbine an. Höhere Abgasgeschwindigkeit als ein Propeller, bietet besseren Schub bei hoher Geschwindigkeit Schwer, ineffizient und unterfordert. Beispiel: Caproni Campini N.1 .
Pulsejet Luft wird nicht kontinuierlich, sondern intermittierend komprimiert und verbrannt. Einige Designs verwenden Ventile. Sehr einfaches Design, das für die fliegende V-1-Bombe und in jüngerer Zeit für Modellflugzeuge verwendet wird Laut, ineffizient (niedriges Kompressionsverhältnis), arbeitet im großen Maßstab schlecht, Ventile bei Ventilkonstruktionen nutzen sich schnell ab
Pulsdetonationsmotor Ähnlich wie bei einem Pulsstrahl, jedoch erfolgt die Verbrennung als Detonation anstelle einer Deflagration und kann Ventile benötigen oder nicht Maximaler theoretischer Motorwirkungsgrad Extrem laut, Teile, die extremer mechanischer Ermüdung ausgesetzt sind, schwer zu detonierende Detonation, für den aktuellen Gebrauch nicht geeignet

Andere Arten von Strahlantrieben

Rakete

Raketenantrieb

Das Raketentriebwerk verwendet die gleichen physikalischen Grundprinzipien des Schubes wie eine Form des Reaktionsmotors , unterscheidet sich jedoch vom Strahltriebwerk dadurch, dass es keine atmosphärische Luft benötigt, um Sauerstoff bereitzustellen. Die Rakete trägt alle Bestandteile der Reaktionsmasse. Einige Definitionen behandeln es jedoch als eine Form des Strahlantriebs .

Da Raketen keine Luft atmen, können sie in beliebigen Höhen und im Weltraum eingesetzt werden.

Dieser Motortyp wird zum Starten von Satelliten, zur Erforschung des Weltraums und zum bemannten Zugang verwendet und ermöglicht die Landung auf dem Mond im Jahr 1969.

Raketentriebwerke werden für Höhenflüge oder überall dort eingesetzt, wo sehr hohe Beschleunigungen erforderlich sind, da Raketentriebwerke selbst ein sehr hohes Schub-Gewichts-Verhältnis aufweisen .

Die hohe Abgasgeschwindigkeit und das schwerere, oxidationsmittelreiche Treibmittel führen jedoch zu einer weitaus stärkeren Verwendung von Treibmitteln als Turbofans. Trotzdem werden sie bei extrem hohen Geschwindigkeiten energieeffizient.

Eine ungefähre Gleichung für den Nettoschub eines Raketentriebwerks lautet:

Wo ist der Nettoschub, ist der spezifische Impuls , ist ein Standardgewicht , ist der Treibmittelfluss in kg / s, ist die Querschnittsfläche am Ausgang der Auslassdüse und ist der atmosphärische Druck.

Art Beschreibung Vorteile Nachteile
Rakete Trägt alle Treib- und Oxidationsmittel an Bord und gibt einen Strahl zum Antrieb ab Sehr wenige bewegliche Teile. Mach 0 bis Mach 25+; effizient bei sehr hoher Geschwindigkeit (> Mach 5.0 oder so). Schub / Gewichts-Verhältnis über 100. Kein komplexer Lufteinlass. Hohes Kompressionsverhältnis. Sehr schneller ( Hyperschall- ) Auspuff. Gutes Kosten / Schub-Verhältnis. Ziemlich einfach zu testen. Arbeitet im luftleeren Raum; funktioniert in der Tat am besten außerhalb der Atmosphäre, die die Fahrzeugstruktur bei hoher Geschwindigkeit schont. Ziemlich kleine Oberfläche, um kühl zu bleiben, und keine Turbine im heißen Abgasstrom. Eine Hochtemperaturverbrennung und eine Düse mit hohem Expansionsverhältnis ergeben einen sehr hohen Wirkungsgrad bei sehr hohen Geschwindigkeiten. Benötigt viel Treibmittel. Sehr niedriger spezifischer Impuls - normalerweise 100–450 Sekunden. Extreme thermische Beanspruchungen der Brennkammer können die Wiederverwendung erschweren. Erfordert normalerweise das Mitführen von Oxidationsmittel an Bord, was das Risiko erhöht. Außergewöhnlich laut.

Hybrid

Kombimotoren verwenden gleichzeitig zwei oder mehr verschiedene Prinzipien des Strahlantriebs.

Art Beschreibung Vorteile Nachteile
Turborocket Ein Turbostrahl, bei dem dem Luftstrom ein zusätzliches Oxidationsmittel wie Sauerstoff zugesetzt wird, um die maximale Höhe zu erhöhen Sehr nah an bestehenden Konstruktionen, arbeitet in sehr großer Höhe, großem Höhenbereich und Fluggeschwindigkeit Die Fluggeschwindigkeit ist auf den gleichen Bereich wie bei einem Turbostrahltriebwerk begrenzt. Das Tragen von Oxidationsmitteln wie LOX kann gefährlich sein. Viel schwerer als einfache Raketen.
Luftverstärkte Rakete Im Wesentlichen ein Staustrahl, bei dem Ansaugluft komprimiert und mit dem Auspuff einer Rakete verbrannt wird Mach 0 bis Mach 4,5+ (kann auch exoatmosphärisch laufen), guter Wirkungsgrad bei Mach 2 bis 4 Ähnliche Effizienz wie Raketen bei niedriger Geschwindigkeit oder exoatmosphärisch, Einlassschwierigkeiten, ein relativ unentwickelter und unerforschter Typ, Kühlschwierigkeiten, sehr laut, Schub / Gewichts-Verhältnis ist ähnlich wie bei Ramjets.
Vorgekühlte Düsen / LACE Die Ansaugluft wird am Einlass in einem Wärmetauscher auf sehr niedrige Temperaturen gekühlt, bevor sie durch einen Staustrahl- und / oder Turbostrahl- und / oder Raketentriebwerk geleitet wird. Leicht am Boden zu testen. Sehr hohe Schub / Gewichts-Verhältnisse sind möglich (~ 14) zusammen mit einer guten Kraftstoffeffizienz über einen weiten Bereich von Fluggeschwindigkeiten, Mach 0–5,5 +; Diese Kombination von Wirkungsgraden kann den Start in den Orbit, eine einstufige oder sehr schnelle interkontinentale Fernreise ermöglichen. Existiert nur in der Phase des Laborprototyping. Beispiele sind RB545 , Reaktionsmotoren SABRE , ATREX . Benötigt flüssigen Wasserstoffbrennstoff mit sehr geringer Dichte und stark isoliertem Tank.

Wasserstrahl

Ein Wasserstrahl oder Pumpstrahl ist ein Schiffsantriebssystem, das einen Wasserstrahl verwendet. Die mechanische Anordnung kann ein Kanalpropeller mit Düse oder ein Radialkompressor und eine Düse sein. Der Pumpstrahl muss von einem separaten Motor wie einer Diesel- oder Gasturbine angetrieben werden .

Ein Pumpstrahlschema.
Art Beschreibung Vorteile Nachteile
Wasserstrahl Zum Antrieb von Wasserraketen und Jetbooten ; Spritzt Wasser durch eine Düse aus dem Rücken In Booten, kann in seichtem Wasser laufen, hohe Beschleunigung, keine Gefahr einer Motorüberlastung (im Gegensatz zu Propellern), weniger Lärm und Vibrationen, bei allen Bootsgeschwindigkeiten sehr wendig, hohe Geschwindigkeitseffizienz, weniger anfällig für Schäden durch Schmutz, sehr zuverlässig, mehr Last Flexibilität, weniger schädlich für wild lebende Tiere Kann weniger effizient sein als ein Propeller bei niedriger Geschwindigkeit, teurer, höheres Gewicht im Boot aufgrund von mitgerissenem Wasser, funktioniert nicht gut, wenn das Boot schwerer ist als der Jet ausgelegt ist

Allgemeine physikalische Prinzipien

Alle Triebwerke sind Reaktionsmotoren , den Schub erzeugen , indem sie eine Emissionsstrahl von Flüssigkeit nach rückwärts mit relativ hohen Geschwindigkeit. Die Kräfte auf das Innere des Motors, die zur Erzeugung dieses Strahls benötigt werden, geben dem Motor einen starken Schub, der das Fahrzeug nach vorne drückt.

Düsentriebwerke stellen ihren Strahl aus Treibmittel her, das in Tanks gespeichert ist, die am Triebwerk angebracht sind (wie bei einer Rakete), sowie in Kanaltriebwerken (wie sie üblicherweise in Flugzeugen verwendet werden), indem sie eine externe Flüssigkeit (sehr typisch Luft) aufnehmen und ausstoßen bei höherer Geschwindigkeit.

Antriebsdüse

Die Schubdüse ist die Schlüsselkomponente aller Strahltriebwerke , wie es das Abgas schafft Strahl . Antriebsdüsen wandeln Innen- und Druckenergie in kinetische Hochgeschwindigkeitsenergie um. Der Gesamtdruck und die Temperatur ändern sich nicht durch die Düse, aber ihre statischen Werte fallen ab, wenn das Gas schneller wird.

Die Geschwindigkeit der in die Düse eintretenden Luft ist gering, etwa Mach 0,4, eine Voraussetzung für die Minimierung der Druckverluste in dem zur Düse führenden Kanal. Die in die Düse eintretende Temperatur kann für eine Gebläsedüse in der kalten Luft in Reiseflughöhen so niedrig sein wie die Meeresspiegelumgebung. Sie kann so hoch sein wie die Abgastemperatur von 1000 K für einen Überschall-Nachverbrennungsmotor oder 2200 K bei angezündetem Nachbrenner. Der in die Düse eintretende Druck kann vom 1,5-fachen des Drucks außerhalb der Düse für einen einstufigen Lüfter bis zum 30-fachen für das am schnellsten bemannte Flugzeug bei mach 3+ variieren.

Konvergente Düsen können das Gas nur bis zu lokalen Schallbedingungen (Mach 1) beschleunigen. Um hohe Fluggeschwindigkeiten zu erreichen, sind noch größere Abgasgeschwindigkeiten erforderlich, weshalb in Hochgeschwindigkeitsflugzeugen häufig eine konvergent-divergente Düse verwendet wird.

Der Düsenschub ist am höchsten, wenn der statische Druck des Gases beim Verlassen der Düse den Umgebungswert erreicht. Dies geschieht nur, wenn der Düsenaustrittsbereich der richtige Wert für das Düsendruckverhältnis (npr) ist. Da sich der npr mit der Triebwerksschubeinstellung und der Fluggeschwindigkeit ändert, ist dies selten der Fall. Auch bei Überschallgeschwindigkeit ist der divergierende Bereich geringer als erforderlich, um den Umgebungsdruck als Kompromiss mit dem externen Körperwiderstand vollständig intern auszudehnen. Whitford gibt die F-16 als Beispiel. Andere untererweiterte Beispiele waren der XB-70 und der SR-71.

Die Düsengröße bestimmt zusammen mit der Fläche der Turbinendüsen den Betriebsdruck des Kompressors.

Schub

Energieeffizienz in Bezug auf Flugzeugtriebwerke

Diese Übersicht zeigt, wo Energieverluste in kompletten Triebwerken oder Triebwerksinstallationen von Düsenflugzeugen auftreten.

Ein ruhendes Strahltriebwerk saugt wie auf einem Prüfstand Kraftstoff an und erzeugt Schub. Wie gut dies funktioniert, hängt davon ab, wie viel Kraftstoff es verbraucht und welche Kraft erforderlich ist, um es zurückzuhalten. Dies ist ein Maß für seine Effizienz. Wenn sich etwas im Motor verschlechtert (bekannt als Leistungsverschlechterung), ist es weniger effizient und dies zeigt sich, wenn der Kraftstoff weniger Schub erzeugt. Wenn ein innerer Teil geändert wird, durch den die Luft- / Verbrennungsgase reibungsloser fließen können, ist der Motor effizienter und verbraucht weniger Kraftstoff. Eine Standarddefinition wird verwendet, um zu bewerten, wie verschiedene Dinge den Motorwirkungsgrad verändern, und um Vergleiche zwischen verschiedenen Motoren zu ermöglichen. Diese Definition wird als spezifischer Kraftstoffverbrauch bezeichnet oder als wie viel Kraftstoff benötigt wird, um eine Schubeinheit zu erzeugen. Beispielsweise ist für eine bestimmte Motorkonstruktion bekannt, dass, wenn einige Unebenheiten in einem Bypasskanal geglättet werden, die Luft gleichmäßiger strömt, was zu einer Druckverlustreduzierung von x% und y% weniger Kraftstoff führt, um die Aufnahme zu erhalten zum Beispiel aus dem Schub. Dieses Verständnis fällt unter die technische Disziplin Leistung von Triebwerken . Wie die Effizienz durch die Vorwärtsgeschwindigkeit und die Energieversorgung von Flugzeugsystemen beeinflusst wird, wird später erwähnt.

Der Wirkungsgrad des Motors wird hauptsächlich durch die Betriebsbedingungen im Motor gesteuert, bei denen es sich um den vom Kompressor erzeugten Druck und die Temperatur der Verbrennungsgase beim ersten Satz rotierender Turbinenschaufeln handelt. Der Druck ist der höchste Luftdruck im Motor. Die Turbinenrotortemperatur ist nicht die höchste im Motor, sondern die höchste, bei der die Energieübertragung stattfindet (höhere Temperaturen treten in der Brennkammer auf). Der obige Druck und die obige Temperatur sind in einem thermodynamischen Zyklusdiagramm dargestellt.

Der Wirkungsgrad wird weiter dadurch modifiziert, wie gleichmäßig die Luft und die Verbrennungsgase durch den Motor strömen, wie gut die Strömung (bekannt als Einfallswinkel) mit den sich bewegenden und stationären Durchgängen in den Kompressoren und Turbinen ausgerichtet ist. Nicht optimale Winkel sowie nicht optimale Durchgangs- und Schaufelformen können zu einer Verdickung und Trennung der Grenzschichten und zur Bildung von Stoßwellen führen . Es ist wichtig, den Durchfluss zu verlangsamen (niedrigere Geschwindigkeit bedeutet weniger Druckverluste oder Druckabfall ), wenn er durch Kanäle fließt , die die verschiedenen Teile verbinden. Wie gut die einzelnen Komponenten dazu beitragen, Kraftstoff in Schub umzuwandeln, wird durch Maßnahmen wie Wirkungsgrade für Kompressoren, Turbinen und Brennkammer sowie Druckverluste für die Kanäle quantifiziert. Diese sind in einem thermodynamischen Zyklusdiagramm als Linien dargestellt.

Der Motorwirkungsgrad oder thermische Wirkungsgrad, bekannt als . ist auf den abhängigen Thermodynamischen Zyklus Parameter, maximalen Druck und Temperatur und auf den Komponenteneffizienzen, , und und Druckverluste Kanal.

Der Motor benötigt Druckluft, um erfolgreich zu laufen. Diese Luft kommt von einem eigenen Kompressor und wird Sekundärluft genannt. Es trägt nicht zur Schubwirkung bei, wodurch der Motor weniger effizient wird. Es wird verwendet, um die mechanische Unversehrtheit des Motors zu erhalten, die Überhitzung von Teilen zu stoppen und beispielsweise zu verhindern, dass Öl aus den Lagern austritt. Nur ein Teil dieser Luft, die den Kompressoren entnommen wird, kehrt in die Turbinenströmung zurück, um zur Schubproduktion beizutragen. Jede Reduzierung der benötigten Menge verbessert den Motorwirkungsgrad. Wiederum ist für eine bestimmte Motorkonstruktion bekannt, dass eine verringerte Anforderung an den Kühlstrom von x% den spezifischen Kraftstoffverbrauch um y% verringert . Mit anderen Worten, zum Beispiel wird weniger Kraftstoff benötigt, um den Startschub abzugeben. Der Motor ist effizienter.

Alle oben genannten Überlegungen sind grundlegend für das Triebwerk, das alleine läuft und gleichzeitig nichts Nützliches tut, dh es bewegt kein Flugzeug oder liefert keine Energie für die elektrischen, hydraulischen und Luftsysteme des Flugzeugs. Im Flugzeug gibt das Triebwerk einen Teil seines Schuberzeugungspotentials oder Treibstoffs ab, um diese Systeme anzutreiben. Diese Anforderungen, die Installationsverluste verursachen, verringern die Effizienz. Es wird etwas Kraftstoff verwendet, der nicht zum Schub des Motors beiträgt.

Wenn das Flugzeug fliegt, enthält der Treibstrahl selbst verschwendete kinetische Energie, nachdem er das Triebwerk verlassen hat. Dies wird durch den Begriff Antriebseffizienz oder Froude-Wirkungsgrad quantifiziert und kann durch Neukonstruktion des Triebwerks verringert werden, um ihm einen Bypass-Fluss und eine niedrigere Drehzahl für den Antriebsstrahl zu verleihen, beispielsweise als Turboprop- oder Turbofan-Triebwerk. Gleichzeitig erhöht sich die Vorwärtsgeschwindigkeit durch Erhöhen des Gesamtdruckverhältnisses .

Der Gesamtwirkungsgrad des Triebwerks bei Fluggeschwindigkeit ist definiert als .

Die Fluggeschwindigkeit hängt davon ab, wie gut der Einlass die Luft komprimiert, bevor sie an die Triebwerkskompressoren übergeben wird. Das Ansaugkompressionsverhältnis, das bei Mach 3 bis zu 32: 1 betragen kann, addiert sich zu dem des Motorkompressors, um das Gesamtdruckverhältnis und für den thermodynamischen Zyklus zu erhalten . Wie gut dies funktioniert, hängt von der Druckwiederherstellung oder der Messung der Einlassverluste ab. Der bemannte Mach 3-Flug hat ein interessantes Beispiel dafür geliefert, wie diese Verluste im Nu dramatisch zunehmen können. Die nordamerikanische XB-70 Valkyrie und die Lockheed SR-71 Blackbird bei Mach 3 hatten aufgrund relativ geringer Verluste während des Kompressionsprozesses, dh durch Systeme mit mehreren Stößen, jeweils eine Druckwiederherstellung von etwa 0,8. Während eines "Unstarts" würde das effiziente Stoßdämpfungssystem durch einen sehr ineffizienten Einzelstoßdämpfer jenseits des Einlasses und eine Ansaugdruckwiederherstellung von etwa 0,3 und ein entsprechend niedriges Druckverhältnis ersetzt.

Die Antriebsdüse bei Geschwindigkeiten über etwa Mach 2 weist normalerweise zusätzliche interne Schubverluste auf, da der Austrittsbereich nicht groß genug ist, um einen Kompromiss mit dem externen Nachkörperwiderstand einzugehen.

Obwohl ein Bypass-Motor die Antriebseffizienz verbessert, entstehen im Motor selbst eigene Verluste. Es müssen Maschinen hinzugefügt werden, um Energie vom Gasgenerator in einen Bypass-Luftstrom zu übertragen. Der geringe Verlust aus der Antriebsdüse eines Turbostrahls wird mit zusätzlichen Verlusten aufgrund von Ineffizienzen in der hinzugefügten Turbine und dem hinzugefügten Lüfter ergänzt. Diese können in einer Übertragungs- oder Übertragungseffizienz enthalten sein . Diese Verluste werden jedoch durch die Verbesserung der Antriebseffizienz mehr als wettgemacht. Es gibt auch zusätzliche Druckverluste im Bypasskanal und eine zusätzliche Antriebsdüse.

Mit dem Aufkommen von Turbofans mit ihren verlustbringenden Maschinen wurde das, was im Motor vor sich geht, von Bennett zum Beispiel zwischen Gasgenerator und Transfermaschinen getrennt .

Abhängigkeit der Antriebseffizienz (η) vom Verhältnis Fahrzeuggeschwindigkeit / Abgasgeschwindigkeit (v / v e ) für luftatmende Strahl- und Raketentriebwerke.

Die Energieeffizienz ( ) von in Fahrzeugen installierten Düsentriebwerken besteht aus zwei Hauptkomponenten:

  • Antriebseffizienz ( ): Wie viel Energie des Strahls gelangt in die Fahrzeugkarosserie, anstatt als kinetische Energie des Strahls abgeführt zu werden .
  • Zykluswirkungsgrad ( ): Wie effizient der Motor den Strahl beschleunigen kann

Obwohl die Gesamtenergieeffizienz :

Bei allen Strahltriebwerken ist der Vortriebswirkungsgrad am höchsten, wenn sich die Abgasstrahlgeschwindigkeit der Fahrzeuggeschwindigkeit nähert, da dies die kleinste kinetische Restenergie ergibt. Bei einem Luftatmungsmotor ergibt eine Abgasgeschwindigkeit, die gleich der Fahrzeuggeschwindigkeit oder gleich eins ist, einen Schub von Null ohne Änderung des Nettomomentes . Die Formel für luftatmende Motoren, die sich mit einer Geschwindigkeit mit einer Abgasgeschwindigkeit bewegen und den Kraftstoffstrom vernachlässigen, lautet:

Und für eine Rakete:

Neben der Antriebseffizienz ist ein weiterer Faktor die Zykluseffizienz . Ein Strahltriebwerk ist eine Form von Wärmekraftmaschine. Der Wirkungsgrad der Wärmekraftmaschine wird durch das Verhältnis der im Motor erreichten Temperaturen zu den an der Düse abgegebenen Temperaturen bestimmt. Dies hat sich im Laufe der Zeit ständig verbessert, da neue Materialien eingeführt wurden, um höhere maximale Zyklustemperaturen zu ermöglichen. Beispielsweise wurden Verbundwerkstoffe, die Metalle mit Keramik kombinieren, für HP-Turbinenschaufeln entwickelt, die bei maximaler Zyklustemperatur laufen. Der Wirkungsgrad wird auch durch das erreichbare Gesamtdruckverhältnis begrenzt. Der Zykluswirkungsgrad ist bei Raketentriebwerken am höchsten (~ 60 +%), da sie extrem hohe Verbrennungstemperaturen erreichen können. Die Zykluseffizienz im Turbostrahl und ähnlichem liegt aufgrund der viel niedrigeren Spitzenzyklustemperaturen näher bei 30%.

Typische Verbrennungseffizienz einer Flugzeuggasturbine über den Betriebsbereich.
Typische Verbrennungsstabilitätsgrenzen einer Flugzeuggasturbine.

Der Verbrennungswirkungsgrad der meisten Gasturbinentriebwerke von Flugzeugen unter Startbedingungen auf Meereshöhe beträgt fast 100%. Bei Höhenkreuzfahrten nimmt sie nichtlinear auf 98% ab. Das Luft-Kraftstoff-Verhältnis reicht von 50: 1 bis 130: 1. Für jede Art von Brennkammer gibt es eine fette und schwache Grenze für das Luft-Kraftstoff-Verhältnis, ab der die Flamme gelöscht wird. Der Bereich des Luft-Kraftstoff-Verhältnisses zwischen den fetten und schwachen Grenzen wird mit zunehmender Luftgeschwindigkeit verringert. Wenn der zunehmende Luftmassenstrom das Kraftstoffverhältnis unter einen bestimmten Wert senkt, tritt eine Flammenlöschung auf.

Spezifischer Impuls als Funktion der Geschwindigkeit für verschiedene Strahltypen mit Kerosinbrennstoff (Wasserstoff I sp wäre etwa doppelt so hoch). Obwohl der Wirkungsgrad mit der Geschwindigkeit sinkt, werden größere Entfernungen zurückgelegt. Der Wirkungsgrad pro Entfernungseinheit (pro km oder Meile) ist für Düsentriebwerke als Gruppe in etwa unabhängig von der Geschwindigkeit. Flugzeugzellen werden jedoch bei Überschallgeschwindigkeit ineffizient.

Verbrauch von Kraftstoff oder Treibmittel

Ein eng verwandtes (aber anderes) Konzept zur Energieeffizienz ist die Verbrauchsrate der Treibmittelmasse. Der Treibmittelverbrauch in Strahltriebwerken wird anhand des spezifischen Kraftstoffverbrauchs , des spezifischen Impulses oder der effektiven Abgasgeschwindigkeit gemessen . Sie messen alle dasselbe. Der spezifische Impuls und die effektive Abgasgeschwindigkeit sind streng proportional, während der spezifische Kraftstoffverbrauch umgekehrt proportional zu den anderen ist.

Bei luftatmenden Motoren wie Turbojets sind Energieeffizienz und Treibstoffeffizienz (Kraftstoff) weitgehend gleich, da das Treibmittel ein Kraftstoff und die Energiequelle ist. In der Raketentechnik ist das Treibmittel auch das Abgas, und dies bedeutet, dass ein energiereiches Treibmittel eine bessere Treibmitteleffizienz ergibt, in einigen Fällen jedoch tatsächlich eine geringere Energieeffizienz ergeben kann.

Es kann in der Tabelle (nur unten) ersichtlich, dass der Unterschall Turbofan wie General Electric CF6 Turbofan viel weniger Kraftstoff verbrauchen Schub für eine Sekunde zu erzeugen , als das tat Concorde ‚s Rolls-Royce / Snecma Olympus 593 turbojet. Da Energie jedoch Kraft mal Distanz ist und die Distanz pro Sekunde für die Concorde größer war, war die vom Motor bei gleicher Kraftstoffmenge erzeugte tatsächliche Leistung für die Concorde bei Mach 2 höher als für die CF6. Somit waren die Motoren der Concorde in Bezug auf Energie pro Meile effizienter.

Spezifischer Kraftstoffverbrauch (SFC), spezifischer Impuls und effektive Abgasgeschwindigkeitszahlen für verschiedene Raketen- und Düsentriebwerke.
Motortyp Erster Lauf Szenario Spec. Kraftstoffverbrauch Spezifische
Impulse
Effective
Abgasgeschwindigkeit
(m / s)
Gewicht
(lb / lbf · h) (g / kN · s)
Avio P80 Festbrennstoff-Raketenmotor 2006 Vega Vakuum der ersten Stufe 13 360 280 2700 7.330 kg (leer)
Avio Zefiro 23 Festbrennstoffraketenmotor 2006 Vega Vakuum der zweiten Stufe 12.52 354.7 287,5 2819 1.935 kg (leer)
Avio Zefiro 9A Feststoffraketenmotor 2008 Vega Vakuum der dritten Stufe 12.20 345.4 295.2 2895 906 kg (leer)
RD-843 Flüssigbrennstoff- Raketentriebwerk Vega Vakuum der oberen Stufe 11.41 323.2 315.5 3094 15,93 kg (trocken)
Kouznetsov NK-33 Flüssigbrennstoff-Raketentriebwerk 1970er Jahre N-1F , Sojus-2-1v Vakuum der ersten Stufe 10.9 308 331 3250 1.240 kg (trocken)
NPO Energomash RD-171M Flüssigbrennstoff-Raketentriebwerk Zenit-2M , Zenit-3SL , Zenit-3SLB , Zenit-3F Vakuum der ersten Stufe 10.7 303 337 3300 9.750 kg (trocken)
LE-7A Flüssigbrennstoff-Raketentriebwerk H-IIA , H-IIB Vakuum der ersten Stufe 8.22 233 438 4300 1.800 kg (trocken)
Kryogener Raketentriebwerk Snecma HM-7B Ariane 2 , Ariane 3 , Ariane 4 , Ariane 5 ECA Vakuum der oberen Stufe 8.097 229.4 444.6 4360 165 kg (trocken)
Kryogener Raketentriebwerk LE-5B-2 H-IIA , H-IIB Vakuum der oberen Stufe 8.05 228 447 4380 290 kg (trocken)
Aerojet Rocketdyne RS-25 Kryo-Raketentriebwerk 1981 Space Shuttle , SLS Vakuum der ersten Stufe 7,95 225 453 4440 3.177 kg (trocken)
Aerojet Rocketdyne RL-10B-2 Kryo-Raketentriebwerk Delta III , Delta IV , SLS Vakuum der oberen Stufe 7.734 219.1 465,5 4565 301 kg (trocken)
Ramjet Mach 1 4.5 130 800 7800
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 Turbofan Tornado IDS GR.1 / GR.1A / GR.1B / GR.4 statischer Meeresspiegel ( Wiedererwärmung ) 2.5 71 1400 14000 956 kg (trocken)
GE F101-GE-102 Turbofan 1970er Jahre B-1B statischer Meeresspiegel (Wiedererwärmung) 2.46 70 1460 14400 2.000 kg (4,400 lb) (trocken)
Tumansky R-25-300 Turbojet MIG-21bis statischer Meeresspiegel (Wiedererwärmung) 2.206 62,5 1632 16000 1.215 kg (trocken)
GE J85-GE-21 Turbojet F-5E / F statischer Meeresspiegel (Wiedererwärmung) 2.13 60 1690 16600 290 kg (trocken)
GE F110-GE-132 Turbofan F-16E / F Block 60 oder -129 statischen Meeresspiegel aufrüsten (Aufwärmen) 2,09 59 1720 16900 1.840 kg (trocken)
Honeywell / ITEC F125-GA-100 Turbofan F-CK-1 statischer Meeresspiegel (Wiedererwärmung) 2,06 58 1750 17100 620 kg (trocken)
Snecma M53-P2 Turbofan Mirage 2000C / D / N / statischer Meeresspiegel nachrüsten (Aufwärmen) 2.05 58 1760 17200 1.500 kg (trocken)
Snecma Atar 09C Turbojet Mirage IIIE / EX / O (A) / O (F) / M , statischer Meeresspiegel des Mirage IV-Prototyps (Wiedererwärmung) 2,03 57.5 1770 17400 1.456 kg (trocken)
Snecma Atar 09K-50 Turbojet Mirage IV , Mirage 50 , Mirage F1 statischer Meeresspiegel (Aufwärmen) 1,991 56.4 1808 17730 1.582 kg (trocken)
GE J79-GE-17 Turbojet F-4E / EJ / F / G , statischer Meeresspiegel RF-4E (Wiedererwärmung) 1,965 55.7 1832 17970 1.750 kg (trocken)
J-58 Turbojet 1958 SR-71 bei Mach 3.2 (Aufwärmen) 1.9 54 1900 19000 2.700 kg (trocken)
GE F110-GE-129 Turbofan F-16C / D / V Block 50/70 , statischer Meeresspiegel F-15K / S / SA / SG / EX (Wiedererwärmung) 1.9 54 1900 19000 1.810 kg (trocken)
Lyulka AL-21F-3 Turbojet Statischer Meeresspiegel Su-17M / UM / M2 / M2D / UM3 / M3 / M4, Su-22U / M3 / M4 (Wiedererwärmung) 1,86 53 1940 19000 1.720 kg (trocken)
Klimov RD-33 Turbofan 1974 Statischer Meeresspiegel MiG-29 (Aufwärmen) 1,85 52 1950 19100 1.055 kg (trocken)
Volvo RM12 Turbofan 1978 Gripen A / B / C / D statischer Meeresspiegel (Aufwärmen) 1,78 50 2020 19800 1.050 kg (trocken)
GE F404-GE-402 Turbofan F / A-18C / D statischer Meeresspiegel (Wiedererwärmung) 1,74 49 2070 20300 1.035 kg (trocken)
Snecma M88-2 Turbofan 1989 Rafale statischer Meeresspiegel (Aufwärmen) 1,663 47.11 2165 21230 897 kg (trocken)
Eurojet EJ200 Turbofan 1991 Eurofighter , Bloodhound LSR Prototyp statischer Meeresspiegel (Aufwärmen) 1,66–1,73 47–49 2080–2170 20400–21300 988,83 kg (trocken)
GE J85-GE-21 Turbojet F-5E / F statischer Meeresspiegel (trocken) 1.24 35 2900 28000 290 kg (trocken)
RR / Snecma Olympus 593 Turbojet 1966 Concorde bei Mach 2 Kreuzfahrt (trocken) 1.195 33.8 3010 29500 3.175 kg (trocken)
Snecma Atar 09C Turbojet Mirage IIIE / EX / O (A) / O (F) / M , statischer Meeresspiegel des Mirage IV-Prototyps (trocken) 1.01 33.8 3600 35000 1.456 kg (trocken)
Snecma Atar 09K-50 Turbojet Mirage IV , Mirage 50 , statischer Meeresspiegel Mirage F1 (trocken) 0,981 27.8 3670 36000 1.582 kg (trocken)
Snecma Atar 08K-50 Turbojet Super Étendard statischer Meeresspiegel 0,971 27.5 3710 36400 1.165 kg (trocken)
Tumansky R-25-300 Turbojet MIG-21bis statischer Meeresspiegel (trocken) 0,961 27.2 3750 36700 1.215 kg (trocken)
Lyulka AL-21F-3 Turbojet Statischer Meeresspiegel Su-17M / UM / M2 / M2D / UM3 / M3 / M4, Su-22U / M3 / M4 (trocken) 0,86 24 4200 41000 1.720 kg (trocken)
GE J79-GE-17 Turbojet F-4E / EJ / F / G , statischer Meeresspiegel RF-4E (trocken) 0,85 24 4200 42000 1.750 kg (trocken)
Snecma M53-P2 Turbofan Mirage 2000C / D / N / statischer Meeresspiegel nachrüsten (trocken) 0,85 24 4200 42000 1.500 kg (trocken)
Volvo RM12 Turbofan 1978 Gripen A / B / C / D statischer Meeresspiegel (trocken) 0,824 23.3 4370 42800 1.050 kg (trocken)
RR Turbomeca Adour Mk 106 Turbofan 1999 Jaguar Nachrüstung des statischen Meeresspiegels (trocken) 0,81 23 4400 44000 809 kg (trocken)
Honeywell / ITEC F124-GA-100 Turbofan 1979 L-159 , X-45 statischer Meeresspiegel 0,81 23 4400 44000 480 kg (trocken)
Honeywell / ITEC F125-GA-100 Turbofan F-CK-1 statischer Meeresspiegel (trocken) 0,8 23 4500 44000 620 kg (trocken)
PW JT8D-9 Turbofan 737 Original Kreuzfahrt 0,8 23 4500 44000 1.454–1.543 kg (trocken)
PW J52-P-408 Turbojet A-4M / N , TA-4KU , EA-6B statischer Meeresspiegel 0,79 22 4600 45000 1.051 kg (trocken)
Snecma M88-2 Turbofan 1989 Rafale statischer Meeresspiegel (trocken) 0,782 22.14 4600 45100 897 kg (trocken)
Klimov RD-33 Turbofan 1974 Statischer Meeresspiegel MiG-29 (trocken) 0,77 22 4700 46000 1.055 kg (trocken)
RR Pegasus 11-61 Turbofan AV-8B + statischer Meeresspiegel 0,76 22 4700 46000 1.800 kg (trocken)
Eurojet EJ200 Turbofan 1991 Eurofighter , Bloodhound LSR Prototyp statischer Meeresspiegel (trocken) 0,74–0,81 21–23 4400–4900 44000–48000 988,83 kg (trocken)
GE F414-GE-400 Turbofan 1993 F / A-18E / F statischer Meeresspiegel (trocken) 0,724 20.5 4970 48800 1.109 kg (trocken)
Honeywell ALF502R-5 Getriebefan BAe 146-100 / 200 / 200ER / 300 Kreuzfahrt 0,72 20 5000 49000 606 kg (trocken)
Snecma Turbomeca Larzac 04-C6 Turbofan 1972 Alpha Jet statischer Meeresspiegel 0,716 20.3 5030 49300 295 kg (trocken)
Ishikawajima-Harima F3-IHI-30 Turbofan 1981 Kawasaki T-4 statischer Meeresspiegel 0,7 20 5100 50000 340 kg (trocken)
RR Tay RB.183-3 Mk.620-15 Turbofan 1984 Fokker 70 , Fokker 100 Kreuzfahrt 0,69 20 5200 51000 1.445 kg (trocken)
GE CF34-3 Turbofan 1982 CRJ100 / 200 , CL600-Serie , CL850- Kreuzfahrt 0,69 20 5200 51000 760 kg (trocken)
GE CF34-8E Turbofan E170 / 175 Kreuzfahrt 0,68 19 5300 52000 2.200 lb (1.200 kg) (trocken)
Honeywell TFE731-60 Getriebefan Falcon 900EX / DX / LX, VC-900 Kreuzfahrt 0,679 19.2 5300 52000 448 kg (trocken)
CFM CFM56-2C1 Turbofan DC-8 Super 70 Kreuzfahrt 0,671 19.0 5370 52600 2.102 kg (trocken)
GE CF34-8C Turbofan CRJ700 / 900/1000 Kreuzfahrt 0,67-0,68 19 5300–5400 52000–53000 2.90–2.450 lb (1.090–1.110 kg) (trocken)
CFM CFM56-3C1 Turbofan 737 Klassische Kreuzfahrt 0,667 18.9 5400 52900 1.954–1.966 kg (trocken)
RR Spey RB.168 Mk.807 Turbofan AMX statischer Meeresspiegel 0,66 19 5500 53000 1.096 kg (trocken)
CFM CFM56-2A2 Turbofan 1974 E-3D, KE-3A , E-6A / B Kreuzfahrt 0,66 19 5500 53000 2.186 kg (trocken)
CFM CFM56-2B1 Turbofan Kreuzfahrt KC-135R / T, C-135FR , RC-135RE 0,65 18 5500 54000 2.119 kg (trocken)
GE CF34-10A Turbofan ARJ21 Kreuzfahrt 0,65 18 5500 54000 1.700 kg (trocken)
GE F110-GE-129 Turbofan F-16C / D / V Block 50/70 , statischer Meeresspiegel F-15K / S / SA / SG / EX (trocken) 0,64 18 5600 55000 1.810 kg (trocken)
GE F110-GE-132 Turbofan F-16E / F Block 60 oder -129 statischen Meeresspiegel verbessern (trocken) 0,64 18 5600 55000 1.840 kg (trocken)
GE CF34-10E Turbofan E190 / 195 , Kreuzfahrt Lineage 1000 0,64 18 5600 55000 1.700 kg (trocken)
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.105 Turbofan Tornado ECR statischer Meeresspiegel (trocken) 0,637 18.0 5650 55400 980 kg (trocken)
CFM CF6-50C2 Turbofan A300B2-203 / B4-2C / B4-103 / 103F / 203 / 203F / C4-203 / F4-203 , DC-10-30 / 30F / 30F (CF) , KC-10A- Kreuzfahrt 0,63 18 5700 56000 3.760 kg (trocken)
PowerJet SaM146-1S18 Turbofan SSJ100LR / 95LR Kreuzfahrt 0,629 17.8 5720 56100 2.260 kg (trocken)
CFM CFM56-7B24 Turbofan 737 Kreuzfahrt der nächsten Generation 0,627 17.8 5740 56300 2.366 kg (trocken)
PW F119-PW-100 Turbofan 1992 F-22 statischer Meeresspiegel (trocken) 0,61 17 5900 58000 1.800 kg (trocken)
GE CF6-80C2-B1F Turbofan 747-400 Kreuzfahrt 0,605 17.1 5950 58400 4.309 kg (9.499 lb)
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 Turbofan Tornado IDS GR.1 / GR.1A / GR.1B / GR.4 statischer Meeresspiegel (trocken) 0,598 16.9 6020 59000 956 kg (trocken)
CFM CFM56-5A1 Turbofan A320-111 / 211 Kreuzfahrt 0,596 16.9 6040 59200 2.331 kg (trocken)
PW PW2040 Turbofan 757-200 / 200ET / 200F , C-32 Kreuzfahrt 0,582 16.5 6190 60700 3.259 kg (7.185 lb)
GE CF6-80C2-B2 Turbofan 767-200ER / 300 / 300ER Kreuzfahrt 0,576 16.3 6250 61300 4.258 kg (9.388 lb)
GE F101-GE-102 Turbofan 1970er Jahre B-1B statischer Meeresspiegel (trocken) 0,562 15.9 6410 62800 2.000 kg (4,400 lb) (trocken)
RR Trent 700 Turbofan 1992 A330 , A330 MRTT , Beluga XL Kreuzfahrt 0,562 15.9 6410 62800 13.160 kg (trocken)
RR Trent 800 Turbofan 1993 777-200 / 200ER / 300 Kreuzfahrt 0,560 15.9 6430 63000 6.078 kg (trocken)
Motor Sich Progress D-18T Turbofan 1980 An-124 , An-225 Kreuzfahrt 0,546 15.5 6590 64700 9,100 kg (9.000 lb) (trocken)
GE GE90-85B Turbofan 777-200ER Kreuzfahrt 0,545 15.4 6610 64800 7.900 kg (17.400 lb)
CFM CFM56-5B4 Turbofan A320-214 Kreuzfahrt 0,545 15.4 6610 64800 2.454,8–2.500,6 kg (trocken)
CFM CFM56-5C2 Turbofan A340-211 Kreuzfahrt 0,545 15.4 6610 64800 2.644,4 kg (trocken)
RR Trent 500 Turbofan 1999 A340-500 / 600 Kreuzfahrt 0,542 15.4 6640 65100 4.990 kg (trocken)
CFM LEAP-1B Turbofan 2014 737 MAX Kreuzfahrt 0,53-0,56 15-16 6400–6800 63000–67000 2.780 kg (trocken)
CFM LEAP-1A Turbofan 2013 A320neo - Familie Kreuzfahrt 0,53-0,56 15-16 6400–6800 63000–67000 6.592–6.951 lb (2.990–3.153 kg) (nass)
Aviadvigatel PD-14 Turbofan 2014 MC-21 Kreuzfahrt 0,526 14.9 6840 67100 2.870–2.970 kg (trocken)
RR Trent 900 Turbofan 2003 A380 Kreuzfahrt 0,522 14.8 6900 67600 13.770 lb (6.246 kg) (trocken)
PW TF33-P-3 Turbofan B-52H, NB-52H statischer Meeresspiegel 0,52 fünfzehn 6900 68000 1.800 kg (trocken)
GE GEnx-1B76 Turbofan 2006 787-10 Kreuzfahrt 0,512 14.5 7030 69000 1.206 kg (trocken)
CFM LEAP-1C Turbofan 2013 C919 Kreuzfahrt 0,51 14 7100 69000 8.962–8.675 lb (3.929–3.935 kg) (nass)
RR Trent 7000 Turbofan 2015 A330neo Kreuzfahrt 0,506 14.3 7110 69800 6.445 kg (trocken)
RR Trent 1000 Turbofan 2006 787 Kreuzfahrt 0,506 14.3 7110 69800 13.087–13.492 lb (5.936–6.120 kg) (trocken)
RR Trent XWB Turbofan 2010 A350 Kreuzfahrt 0,478 13.5 7530 73900 7.277 kg (trocken)
PW 1127G Getriebefan 2012 A320neo Kreuzfahrt 0,463 13.1 7780 76300 2.857,6 kg (trocken)
RR AE 3007H Turbofan RQ-4 , MQ-4C statischer Meeresspiegel 0,39 11 9200 91000 717 kg (trocken)
GE F118-GE-100 Turbofan 1980er Jahre B-2A Block 30 statischer Meeresspiegel 0,375 10.6 9600 94000 1.500 kg (trocken)
GE F118-GE-101 Turbofan 1980er Jahre U-2S statischer Meeresspiegel 0,375 10.6 9600 94000 1.430 kg (trocken)
CFM CF6-50C2 Turbofan A300B2-203 / B4-2C / B4-103 / 103F / 203 / 203F / C4-203 / F4-203 , DC-10-30 / 30F / 30F (CF) , statischer Meeresspiegel KC-10A 0,371 10.5 9700 95000 3.760 kg (trocken)
GE TF34-GE-100 Turbofan Statischer Meeresspiegel A-10A, OA-10A, YA-10B 0,37 10 9700 95000 650 kg (trocken)
CFM CFM56-2B1 Turbofan Statischer Meeresspiegel KC-135R / T, C-135FR , RC-135RE 0,36 10 10000 98000 2.119 kg (trocken)
Motor Sich Progress D-18T Turbofan 1980 An-124 , An-225 statischer Meeresspiegel 0,345 9.8 10400 102000 9,100 kg (9.000 lb) (trocken)
PW F117-PW-100 Turbofan C-17 statischer Meeresspiegel 0,34 9.6 11000 100000 3.200 kg
PW PW2040 Turbofan 757-200 / 200ET / 200F , C-32 statischer Meeresspiegel 0,33 9.3 11000 110000 3.259 kg (7.185 lb)
CFM CFM56-3C1 Turbofan 737 Klassischer statischer Meeresspiegel 0,33 9.3 11000 110000 1.954–1.966 kg (trocken)
GE CF6-80C2 Turbofan 747-400 , 767 , KC-767 , MD-11 , A300-600R / 600F , A310-300 , A310 MRTT , Beluga , C-5M , Kawasaki C-2 statischer Meeresspiegel 0,307-0,344 8.7–9.7 10500–11700 103000–115000 4.300–4.470 kg (9.480–9.860 lb)
EA GP7270 Turbofan A380-861 statischer Meeresspiegel 0,299 8.5 12000 118000 6.712 kg (trocken)
GE GE90-85B Turbofan 777-200ER statischer Meeresspiegel 0,298 8.4 12100 118000 7.900 kg (17.400 lb)
GE GE90-94B Turbofan 777-200 / 200ER / 300 statischer Meeresspiegel 0,2974 8.42 12100 118700 7.650 kg (16.644 lb)
RR Trent 970-84 Turbofan 2003 A380-841 statischer Meeresspiegel 0,295 8.4 12200 120000 6.271 kg (trocken)
GE GEnx-1B70 Turbofan 787-8 statischer Meeresspiegel 0,2845 8.06 12650 124100 6.147 kg (trocken)
RR Trent 1000C Turbofan 2006 787-9 statischer Meeresspiegel 0,273 7.7 13200 129000 13.087–13.492 lb (5.936–6.120 kg) (trocken)

Schub-Gewichts-Verhältnis

Das Schub-Gewichts-Verhältnis von Düsentriebwerken mit ähnlichen Konfigurationen variiert mit dem Maßstab, ist jedoch hauptsächlich eine Funktion der Triebwerksbautechnologie. Je leichter der Motor für einen bestimmten Motor ist, desto besser ist das Schubgewicht, desto weniger Kraftstoff wird verwendet, um den Luftwiderstand aufgrund des Auftriebs auszugleichen, der zum Tragen des Motorgewichts erforderlich ist, oder um die Masse des Motors zu beschleunigen.

Wie aus der folgenden Tabelle ersichtlich ist, erreichen Raketentriebwerke im Allgemeinen viel höhere Schub-Gewichts-Verhältnisse als Kanaltriebwerke wie Turbostrahl- und Turbofan-Triebwerke. Dies liegt hauptsächlich daran, dass Raketen fast überall eine dichte flüssige oder feste Reaktionsmasse verwenden, die ein viel kleineres Volumen ergibt, und daher das Drucksystem, das die Düse versorgt, bei gleicher Leistung viel kleiner und leichter ist. Kanalmotoren müssen mit Luft umgehen, die zwei bis drei Größenordnungen weniger dicht ist, und dies führt zu Drücken über viel größere Bereiche, was wiederum dazu führt, dass mehr technische Materialien benötigt werden, um den Motor zusammenzuhalten und für den Luftkompressor.

Jet- oder Raketentriebwerk Masse Schub, Vakuum Schub-
Gewichts-Verhältnis
(kg) (Pfund) (kN) (lbf)
RD-0410 Kernraketentriebwerk 2.000 4.400 35.2 7.900 1.8
J58- Triebwerk ( SR-71 Blackbird ) 2,722 6.001 150 34.000 5.2
Rolls-Royce / Snecma Olympus 593
Turbojet mit Wiedererwärmung ( Concorde )
3,175 7.000 169.2 38.000 5.4
Pratt & Whitney F119 1.800 3.900 91 20.500 7,95
Raketentriebwerk RD-0750 , Drei-Treibmittel-Modus 4,621 10,188 1,413 318.000 31.2
Raketentriebwerk RD-0146 260 570 98 22.000 38.4
Rocketdyne RS-25 Raketentriebwerk 3,177 7.004 2,278 512.000 73.1
RD-180 Raketentriebwerk 5,393 11.890 4,152 933.000 78,5
RD-170 Raketentriebwerk 9.750 21.500 7,887 1.773.000 82.5
F-1 ( Saturn V erste Stufe) 8,391 18.499 7,740,5 1.740.100 94.1
NK-33 Raketentriebwerk 1,222 2.694 1,638 368.000 136.7
Merlin 1D Raketentriebwerk, Vollschubversion 467 1.030 825 185.000 180.1

Typenvergleich

Vergleich des Antriebswirkungsgrads für verschiedene Gasturbinentriebwerkskonfigurationen

Propellermotoren bewältigen größere Luftmassenströme und geben ihnen eine geringere Beschleunigung als Düsentriebwerke. Da die Erhöhung der Luftgeschwindigkeit gering ist, ist bei hohen Fluggeschwindigkeiten der Schub, der Propellerflugzeugen zur Verfügung steht, gering. Bei niedrigen Drehzahlen profitieren diese Motoren jedoch von einem relativ hohen Antriebswirkungsgrad .

Auf der anderen Seite beschleunigen Turbojets einen viel kleineren Massenstrom von Ansaugluft und verbranntem Kraftstoff, aber sie lehnen ihn dann mit sehr hoher Geschwindigkeit ab. Wenn eine De-Laval-Düse verwendet wird, um ein heißes Motorabgas zu beschleunigen, kann die Auslassgeschwindigkeit lokal Überschall sein . Turbojets eignen sich besonders für Flugzeuge, die mit sehr hohen Geschwindigkeiten fliegen.

Turbofans haben ein gemischtes Abgas, das aus der Bypassluft und dem heißen Verbrennungsproduktgas des Kernmotors besteht. Die Luftmenge, die den Kernmotor umgeht, im Vergleich zu der Menge, die in den Motor strömt, bestimmt das sogenannte Bypass-Verhältnis (BPR) eines Turbofans.

Während ein Turbostrahltriebwerk die gesamte Motorleistung nutzt, um Schub in Form eines heißen Hochgeschwindigkeitsabgasstrahls zu erzeugen, liefert die kühle Bypassluft eines Turbofans mit niedriger Geschwindigkeit zwischen 30% und 70% des Gesamtschubs, der von einem Turbofansystem erzeugt wird .

Der von einem Turbofan erzeugte Nettoschub ( F N ) kann auch erweitert werden als:

wo:

 e = die Massenrate des Abgasstroms der heißen Verbrennung vom Kernmotor
o = die Massenrate des gesamten Luftstroms, der in den Turbofan eintritt = c + f
c = die Massenrate der Ansaugluft, die zum Kernmotor strömt
f = die Massenrate der Ansaugluft, die den Kernmotor umgeht
v f = die Geschwindigkeit des Luftstroms, der um den Kernmotor herumgeführt wird
v er = die Geschwindigkeit des heißen Abgases vom Kernmotor
v o = die Geschwindigkeit des gesamten Lufteinlasses = die wahre Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs
BPR = Bypass-Verhältnis

Raketentriebwerke haben eine extrem hohe Abgasgeschwindigkeit und eignen sich daher am besten für hohe Geschwindigkeiten ( Hyperschall ) und große Höhen. Bei jeder gegebenen Drossel verbessert sich der Schub und der Wirkungsgrad eines Raketenmotors mit zunehmender Höhe geringfügig (weil der Gegendruck abfällt, wodurch der Nettoschub an der Düsenaustrittsebene zunimmt), während bei einem Turbostrahl (oder Turbofan) die Falldichte der Luft zunimmt Durch das Eintreten in den Einlass (und die aus der Düse austretenden heißen Gase) nimmt der Nettoschub mit zunehmender Höhe ab. Raketentriebwerke sind effizienter als Scramjets über ungefähr Mach 15.

Höhe und Geschwindigkeit

Mit Ausnahme von Scramjets können Triebwerke, denen die Einlasssysteme entzogen sind, nur Luft mit etwa der halben Schallgeschwindigkeit aufnehmen. Die Aufgabe des Einlasssystems für transsonische und Überschallflugzeuge besteht darin, die Luft zu verlangsamen und einen Teil der Kompression durchzuführen.

Die Grenze für die maximale Höhe von Motoren wird durch die Entflammbarkeit festgelegt. In sehr großen Höhen wird die Luft zu dünn, um zu brennen, oder nach der Kompression zu heiß. Für Turbostrahltriebwerke scheinen Höhen von etwa 40 km möglich zu sein, während für Staustrahltriebwerke 55 km erreichbar sein können. Scramjets können theoretisch 75 km bewältigen. Raketentriebwerke haben natürlich keine Obergrenze.

In bescheideneren Höhen komprimiert ein schnelleres Fliegen die Luft an der Vorderseite des Motors , wodurch die Luft stark erwärmt wird. Es wird normalerweise angenommen, dass die Obergrenze bei Mach 5–8 liegt, da oben bei Mach 5,5 der atmosphärische Stickstoff aufgrund der hohen Temperaturen am Einlass zur Reaktion neigt und dies erhebliche Energie verbraucht. Die Ausnahme bilden Scramjets, die möglicherweise Mach 15 oder mehr erreichen, da sie eine Verlangsamung der Luft vermeiden und Raketen wiederum keine bestimmte Geschwindigkeitsbegrenzung haben.

Lärm

Das von einem Strahltriebwerk abgegebene Geräusch hat viele Ursachen. Dazu gehören bei Gasturbinentriebwerken Lüfter, Kompressor, Brennkammer, Turbine und Antriebsstrahl (e).

Der Treibstrahl erzeugt ein Strahlgeräusch, das durch die heftige Mischwirkung des Hochgeschwindigkeitsstrahls mit der Umgebungsluft verursacht wird. Im Unterschallfall wird das Rauschen durch Wirbel und im Überschallfall durch Machwellen erzeugt . Die von einem Strahl abgestrahlte Schallleistung variiert mit der auf die achte Leistung erhöhten Strahlgeschwindigkeit für Geschwindigkeiten von bis zu 2.000 ft / s und variiert mit der Geschwindigkeit, die über 2.000 ft / s gewürfelt wird. Daher sind die Abgasstrahlen mit niedrigerer Geschwindigkeit, die von Motoren wie Turbofans mit hohem Bypass abgegeben werden, am leisesten, während die schnellsten Düsen wie Raketen, Turbojets und Ramjets am lautesten sind. Bei kommerziellen Düsenflugzeugen hat sich das Strahlgeräusch vom Turbostrahl über Bypass-Triebwerke zu Turbofans infolge einer fortschreitenden Verringerung der Antriebsstrahlgeschwindigkeiten verringert. Zum Beispiel hat der JT8D, ein Bypass-Motor, eine Strahlgeschwindigkeit von 1450 Fuß / Sek., Während der JT9D, ein Turbofan, Strahlgeschwindigkeiten von 885 Fuß / Sek. (Kalt) und 1190 Fuß / Sek. (Heiß) hat.

Das Aufkommen des Turbofans ersetzte das sehr charakteristische Jet-Geräusch durch ein anderes Geräusch, das als "Buzz Saw" -Geräusch bekannt ist. Der Ursprung sind die Stoßwellen, die beim Startschub von den Überschall-Lüfterflügeln ausgehen.

Kühlung

Eine ausreichende Wärmeübertragung von den Arbeitsteilen des Strahltriebwerks weg ist entscheidend für die Aufrechterhaltung der Festigkeit der Triebwerksmaterialien und die Gewährleistung einer langen Lebensdauer des Triebwerks.

Nach 2016 wird derzeit an der Entwicklung von Transpirationskühlungstechniken für Triebwerkskomponenten geforscht .

Operation

In einem Strahltriebwerk hat jeder Hauptrotationsabschnitt normalerweise ein separates Messgerät, das zur Überwachung seiner Rotationsgeschwindigkeit vorgesehen ist. Je nach Marke und Modell kann ein Strahltriebwerk ein N 1- Messgerät haben, das den Niederdruckkompressorabschnitt und / oder die Lüfterdrehzahl in Turbofan-Triebwerken überwacht. Der Gasgeneratorabschnitt kann durch ein N 2 -Gauge überwacht werden , während Dreifachspulenmotoren auch ein N 3 -Gauge haben können . Jeder Motorabschnitt dreht sich mit vielen tausend U / min. Ihre Anzeigen werden daher zur Erleichterung der Anzeige und Interpretation in Prozent einer Nenndrehzahl und nicht in der tatsächlichen Drehzahl kalibriert.

Siehe auch

Verweise

Literaturverzeichnis

  • Brooks, David S. (1997). Wikinger in Waterloo: Kriegsarbeiten an der Whittle Jet Engine der Rover Company . Rolls-Royce Heritage Trust. ISBN   978-1-872922-08-9 .
  • Golley, John (1997). Entstehung des Jet: Frank Whittle und die Erfindung des Jet Engine . Crowood Press. ISBN   978-1-85310-860-0 .
  • Hill, Philip; Peterson, Carl (1992), Mechanik und Thermodynamik des Antriebs (2. Aufl.), New York: Addison-Wesley, ISBN   978-0-201-14659-2
  • Kerrebrock, Jack L. (1992). Flugzeugtriebwerke und Gasturbinen (2. Aufl.). Cambridge, MA: Die MIT-Presse. ISBN   978-0-262-11162-1 .

Externe Links