Düsentriebwerk - Jet engine
Düsentriebwerk | |
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Einstufung | Verbrennungsmotor |
Industrie | Luft- und Raumfahrt |
Anwendung | Luftfahrt |
Kraftstoffquelle | Kerosin |
Komponenten | Dynamischer Kompressor , Ventilator , Brennkammer , Turbine , Treibdüse |
Erfinder | John Barber , Frank Whittle |
Erfunden | 1791, 1928 |
Ein Strahltriebwerk ist eine Art Reaktionstriebwerk, das einen sich schnell bewegenden Strahl entlädt , der durch Strahlantrieb Schub erzeugt . Während diese breite Definition Raketen- , Wasserstrahl- und Hybridantrieb umfassen kann , bezieht sich der Begriff Strahltriebwerk typischerweise auf ein luftatmendes Strahltriebwerk mit innerer Verbrennung , wie beispielsweise ein Turbojet , Turbofan , Staustrahltriebwerk oder Pulsstrahltriebwerk . Düsentriebwerke 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 Langstreckenflüge. Frühe Düsenflugzeuge verwendeten Turbostrahltriebwerke, die für den Unterschallflug relativ ineffizient waren. Die meisten modernen Unterschallstrahlflugzeuge verwenden komplexere Turbofan-Triebwerke mit hohem Bypass . Sie bieten eine höhere Geschwindigkeit und eine höhere Kraftstoffeffizienz als Kolben- und Propeller- Flugmotoren über lange Strecken. Einige wenige luftatmende Motoren für Hochgeschwindigkeitsanwendungen (Staustrahl- und Scramjets ) nutzen den Staueffekt der Fahrzeuggeschwindigkeit anstelle eines mechanischen Kompressors.
Der Schub eines typischen Jet- Triebwerks stieg von 5.000 lbf (22.000 N) ( de Havilland Ghost Turbojet) in den 1950er Jahren auf 115.000 lbf (510.000 N) ( General Electric GE90 Turbofan) in den 1990er Jahren, und ihre Zuverlässigkeit stieg von 40 im Flug Abschaltungen pro 100.000 Triebwerksflugstunden auf weniger als 1 pro 100.000 in den späten 1990er Jahren. Dies, kombiniert mit einem stark verringerten Treibstoffverbrauch, ermöglichte um die Jahrhundertwende routinemäßige Transatlantikflüge mit zweimotorigen Verkehrsflugzeugen , bei denen zuvor eine ähnliche Reise mehrere Tankstopps erfordert hätte.
Geschichte
Das Prinzip des Strahltriebwerks ist nicht neu; Der technische Fortschritt, der für die Verwirklichung der Idee erforderlich war, kam jedoch erst im 20. Jahrhundert zum Tragen. Eine rudimentäre Demonstration der Strahlkraft geht auf den Aeolipil zurück , ein Gerät, das von Hero of Alexandria im römischen Ägypten im 1. Jahrhundert beschrieben wurde . Dieses Gerät leitete Dampfkraft durch zwei Düsen, um eine Kugel schnell um ihre Achse zu drehen. Es wurde als Kuriosität angesehen. Praktische Anwendungen der Turbine sind mittlerweile im Wasserrad und in der Windmühle zu sehen .
Historiker versuchten, den Ursprung des Strahltriebwerks bis ins Mittelalter zurückzuverfolgen, und die von den Chinesen verwendeten Prinzipien, um ihre Raketen und Feuerwerkskörper zu versenden, ähnelten denen eines Strahltriebwerks. Ähnlich soll der osmanische Soldat Lagâri Hasan Çelebi eine kegelförmige Rakete zum Fliegen benutzt haben. Die wahre Geschichte der Düsentriebwerke beginnt jedoch mit Frank Whittle
Die frühesten Versuche mit luftatmenden Düsentriebwerken waren Hybridkonstruktionen, bei denen eine externe Energiequelle zunächst Luft komprimierte, die dann mit Treibstoff vermischt und für den Strahlschub verbrannt wurde. Die Caproni Campini N.1 und der japanische Tsu-11- Motor , der gegen Ende des Zweiten Weltkriegs Ohka- Kamikaze- Flugzeuge antreiben sollte, waren erfolglos.
Schon vor Beginn des Zweiten Weltkriegs erkannten die Ingenieure, dass die Propellerantriebsmotoren aufgrund von Problemen im Zusammenhang mit der Propellereffizienz an ihre Grenzen stoßen, die abnahmen, wenn sich die Blattspitzen der Schallgeschwindigkeit näherten . Wenn die Flugzeugleistung über eine solche Barriere hinaus gesteigert werden sollte, war ein anderer Antriebsmechanismus erforderlich. Dies war die Motivation für die Entwicklung des Gasturbinentriebwerks, der gebräuchlichsten Form von Strahltriebwerken.
Der Schlüssel zu einem praktischen Strahltriebwerk war die Gasturbine , die dem Triebwerk selbst Energie entzog, um den Kompressor anzutreiben . Die Gasturbine war keine neue Idee: 1791 wurde John Barber in England das Patent für eine stationäre Turbine erteilt . Die erste erfolgreich autark laufende Gasturbine wurde 1903 vom norwegischen Ingenieur Ægidius Elling gebaut . Solche Motoren kamen aus Gründen der Sicherheit, Zuverlässigkeit, des Gewichts und insbesondere des Dauerbetriebs nicht in die Produktion.
Das erste Patent für den Einsatz einer Gasturbine zum Antrieb eines Flugzeugs wurde 1921 von Maxime Guillaume eingereicht . Sein Triebwerk war ein Axial-Turbojet, wurde aber nie gebaut, da es erhebliche Fortschritte gegenüber dem Stand der Technik bei Kompressoren erfordert hätte. Alan Arnold Griffith veröffentlichte 1926 eine aerodynamische Theorie des Turbinendesigns, die zu experimentellen Arbeiten an der RAE führte .
1928 unterbreitete Frank Whittle, Kadett des RAF College Cranwell , seinen Vorgesetzten formell seine Ideen für einen Turbojet. 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 Axialverdichter , der einen einseitigen Radialverdichter speist . Praktische Axialkompressoren wurden durch Ideen von AAGriffith in einer wegweisenden Arbeit im Jahr 1926 ("An Aerodynamic Theory of Turbine Design") ermöglicht. Whittle konzentrierte sich später nur auf den einfacheren Radialverdichter. Whittle war nicht in der Lage, die Regierung für seine Erfindung zu interessieren, und die Entwicklung ging nur langsam voran.
1935 begann Hans von Ohain in Deutschland mit der Arbeit an einem ähnlichen Design, bei dem sowohl Verdichter als auch Turbine radial auf gegenüberliegenden Seiten derselben Scheibe angeordnet waren, zunächst ohne Kenntnis von Whittles Arbeit. Von Ohains erstes Gerät war streng experimentell und konnte nur mit externer Stromversorgung betrieben werden, aber er konnte das Grundkonzept demonstrieren. Ohain wurde dann Ernst Heinkel vorgestellt , einem der größten Flugzeugindustriellen der Zeit, der sofort das Versprechen des Designs sah. Heinkel hatte vor kurzem die Motorenfirma Hirth gekauft, und Ohain und sein Maschinenmeister Max Hahn wurden dort als neuer Geschäftsbereich der Firma Hirth gegründet. Sie hatten ihren ersten HeS-1- Kreiselmotor im September 1937 in Betrieb. Im Gegensatz zu Whittles Konstruktion verwendete Ohain Wasserstoff als Kraftstoff, der unter externem Druck zugeführt wurde. Ihre spätere Entwürfe in der gipfelte Benzin -fuelled HeS 3 von 5 kN (1100 lbf), die Heinkel einfach und kompakt ausgestattet war He 178 Flugzeugzelle und geflogen von Erich Warsitz am frühen Morgen des 27. August 1939 von Rostock -Marienehe Flugplatz , 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 erwähnt wird.
Der Österreicher Anselm Franz von Junkers ' Motorensparte ( Junkers Motoren oder „Jumo“) führte den Axialverdichter in seinem Strahltriebwerk ein. Jumo erhielt die nächste Triebwerksnummer in der RLM 109-0xx-Nummerierungsfolge für Gasturbinen-Flugzeugtriebwerke, "004", 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 ). Eine Vielzahl von Gründen führte zu einer Verzögerung der Verfügbarkeit des Triebwerks, wodurch der Jäger zu spät eintraf, um die Position Deutschlands im Zweiten Weltkrieg zu verbessern. Dies war jedoch das erste Strahltriebwerk, das in Dienst gestellt wurde.
In Großbritannien hatte die Gloster E28/39 am 15. Mai 1941 ihren Jungfernflug und im Juli 1944 wurde die Gloster Meteor schließlich bei der RAF in Dienst gestellt . Diese wurden von Turbojet-Triebwerken der von Frank Whittle gegründeten Power Jets Ltd. angetrieben. Die ersten beiden einsatzbereiten Turbojet-Flugzeuge, 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 Düsentriebwerke von den siegreichen Verbündeten eingehend studiert und trugen zur Arbeit an frühen sowjetischen und US-amerikanischen Düsenjägern bei. Das Erbe des Axialstromtriebwerks zeigt sich darin, dass praktisch alle Strahltriebwerke von Starrflüglern von diesem Design inspiriert wurden.
In den 1950er Jahren war das Strahltriebwerk fast universell in Kampfflugzeugen, mit Ausnahme von Fracht-, Verbindungs- und anderen Spezialtypen. Zu diesem Zeitpunkt waren einige der britischen Designs bereits für den zivilen Gebrauch freigegeben und erschienen auf frühen Modellen wie dem de Havilland Comet und dem Avro Canada Jetliner . In den 1960er Jahren wurden alle großen zivilen Flugzeuge auch mit Düsenflugzeugen angetrieben, sodass der Kolbenmotor in kostengünstigen Nischenrollen wie Frachtflügen blieb .
Die Effizienz von Turbojet-Triebwerken war immer noch etwas schlechter als die von Kolbentriebwerken, aber in den 1970er Jahren, mit dem Aufkommen von Turbofan-Triebwerken mit hohem Bypass (eine Innovation, die von frühen Kommentatoren wie Edgar Buckingham nicht vorhergesehen wurde , bei hohen Geschwindigkeiten und großen Höhen schien es absurd für sie) war die Kraftstoffeffizienz etwa so hoch wie bei den besten Kolben- und Propellermotoren.
Verwendet
Strahltriebwerke treiben Düsenflugzeuge , Marschflugkörper und unbemannte Luftfahrzeuge an . In Form von Raketentriebwerken treiben sie Feuerwerkskörper , Modellraketen , Raumfahrt und Militärraketen an .
Strahltriebwerke haben Hochgeschwindigkeitsautos, insbesondere Drag Racer , angetrieben , wobei der Allzeit-Rekord von einem Raketenauto gehalten wurde . Ein Turbofan-getriebenes Auto, ThrustSSC , hält derzeit den Landgeschwindigkeitsrekord .
Strahltriebwerkskonstruktionen werden häufig für Anwendungen außerhalb des Flugzeugs, wie Industriegasturbinen oder Schiffskraftwerke, modifiziert . Diese werden zur Stromerzeugung, zum Antrieb von Wasser-, Erdgas- oder Ölpumpen sowie zum Antrieb von Schiffen und Lokomotiven eingesetzt. Industrielle Gasturbinen können bis zu 50.000 Wellen-PS erzeugen. Viele dieser Triebwerke stammen von älteren militärischen Turbojets wie den Pratt & Whitney-Modellen J57 und J75 ab. Es gibt auch ein Derivat des P&W JT8D Low-Bypass-Turbofans, das bis zu 35.000 PS (PS) erzeugt.
Strahltriebwerke werden manchmal auch zu oder teilen sich bestimmte Komponenten wie Triebwerkskerne mit Turbowellen- und Turboprop- Triebwerken, die Formen von Gasturbinentriebwerken sind, die typischerweise verwendet werden, um Hubschrauber und einige Propellerflugzeuge anzutreiben.
Arten von Strahltriebwerken
Es gibt eine Vielzahl unterschiedlicher Typen von Strahltriebwerken, die alle nach dem Prinzip des Strahlantriebs Vortrieb erzielen .
Luftatmung
Üblicherweise werden Flugzeuge von luftatmenden Düsentriebwerken angetrieben. Die meisten verwendeten luftatmenden Düsentriebwerke sind Turbofan- Düsentriebwerke, die einen guten Wirkungsgrad bei Geschwindigkeiten knapp unterhalb der Schallgeschwindigkeit bieten .
Turbinenbetrieben
Gasturbinen sind Rotationsmotoren, die einem Strom von Verbrennungsgas Energie entziehen. Sie haben einen vorgeschalteten Verdichter, der mit einer nachgeschalteten Turbine mit einer dazwischenliegenden Brennkammer gekoppelt ist. In Flugzeugtriebwerken werden diese drei Kernkomponenten oft als "Gasgenerator" bezeichnet. Es gibt viele verschiedene Variationen von Gasturbinen, aber alle verwenden ein Gasgeneratorsystem irgendeiner Art.
Turbojet
Ein Turbojet- Triebwerk ist ein Gasturbinentriebwerk , das arbeitet, indem es Luft mit einem Einlass und einem Kompressor ( axial , zentrifugal oder beides) komprimiert, Kraftstoff mit der komprimierten Luft mischt, das Gemisch in der Brennkammer verbrennt und dann den heißen Hochdruck durchlässt Luft durch eine Turbine und eine Düse . Der Verdichter wird von der Turbine angetrieben, die dem durchströmenden expandierenden Gas Energie entzieht. Der Motor wandelt die innere Energie im Kraftstoff in kinetische Energie im Abgas um und erzeugt so Schub. Die gesamte vom Einlass aufgenommene Luft wird im Gegensatz zum unten beschriebenen Turbofan- Triebwerk durch den Kompressor, die Brennkammer und die Turbine geleitet .
Turbofan
Turbofans unterscheiden sich von Turbojets dadurch, dass sie einen zusätzlichen Fan an der Vorderseite des Triebwerks haben, der 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 ihre große Frontfläche mehr Widerstand . Daher neigen beim Überschallflug und bei Militär- und anderen Flugzeugen, bei denen andere Erwägungen eine höhere Priorität als die Treibstoffeffizienz haben, dazu, Ventilatoren kleiner zu sein oder fehlen.
Aufgrund dieser Unterscheidungen werden Turbofan-Triebwerkskonstruktionen abhängig von der Luftmenge, die den Kern des Triebwerks umgeht, oft als Low-Bypass oder High-Bypass kategorisiert . Turbofans mit niedrigem Bypass haben ein Bypassverhältnis von etwa 2:1 oder weniger.
Ram-Kompression
Kolbenkompressionsstrahltriebwerke sind ähnlich wie Gasturbinentriebwerke luftatmende Triebwerke und beide folgen dem Brayton-Zyklus . Gasturbinen- und kolbengetriebene Triebwerke unterscheiden sich jedoch darin, wie sie den einströmenden Luftstrom verdichten. Während Gasturbinentriebwerke Axial- oder Zentrifugalverdichter verwenden, um einströmende Luft zu komprimieren, verlassen sich Kolbentriebwerke nur auf Luft, die durch den Einlass oder Diffusor komprimiert wird. Ein Kolbentriebwerk erfordert daher eine beträchtliche anfängliche Vorwärtsfluggeschwindigkeit, bevor es funktionieren kann. Kolbentriebwerke gelten als die einfachste Art von luftatmenden Strahltriebwerken, da sie keine beweglichen Teile enthalten können.
Ramjets sind kolbengetriebene Strahltriebwerke. 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. Stattdessen verwenden sie Überschallverbrennung. Sie sind bei noch höherer Geschwindigkeit effizient. Nur sehr wenige wurden gebaut oder geflogen.
Nicht kontinuierliche Verbrennung
Typ | Beschreibung | Vorteile | Nachteile |
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Motorjet | Funktioniert wie ein Turbojet, aber ein Kolbenmotor treibt den Kompressor anstelle einer Turbine an. | Höhere Abgasgeschwindigkeit als ein Propeller, bietet besseren Schub bei hoher Geschwindigkeit | Schwer, ineffizient und untermotorisiert. Beispiel: Caproni Campini N.1 . |
Pulsejet | Luft wird verdichtet und intermittierend anstatt kontinuierlich verbrannt. Einige Designs verwenden Ventile. | Sehr einfaches Design, verwendet für die V-1-Flugbombe und neuerdings auch für Modellflugzeuge | Laut, ineffizient (niedriges Verdichtungsverhältnis), funktioniert im großen Maßstab schlecht, Ventile bei Ventilkonstruktionen verschleißen schnell |
Pulsdetonationsmotor | Ähnlich wie bei einem Pulsjet, aber die Verbrennung erfolgt als Detonation anstelle einer Deflagration , möglicherweise sind Ventile erforderlich | Maximaler theoretischer Motorwirkungsgrad | Extrem laut, Teile unterliegen extremer mechanischer Ermüdung, Detonation schwer zu starten, für den aktuellen Gebrauch nicht praktikabel |
Andere Arten von Strahlantrieben
Rakete
Das Raketentriebwerk verwendet die gleichen grundlegenden physikalischen Prinzipien des Schubs wie eine Form des Reaktionstriebwerks , unterscheidet sich jedoch vom Strahltriebwerk darin, dass es keine atmosphärische Luft benötigt, um Sauerstoff bereitzustellen; die Rakete trägt alle Komponenten 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 operieren.
Diese Art von Triebwerk wird für den Start von Satelliten, die Weltraumforschung und den bemannten Zugang verwendet und erlaubte 1969 die Landung auf dem Mond .
Raketentriebwerke werden für Höhenflüge oder überall dort verwendet, wo sehr hohe Beschleunigungen erforderlich sind, da Raketentriebwerke selbst ein sehr hohes Schub-Gewichts-Verhältnis haben .
Die hohe Abgasgeschwindigkeit und das schwerere, oxidationsmittelreiche Treibmittel führen jedoch zu einem weitaus höheren Treibmittelverbrauch 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 Normalgewicht , ist der Treibmittelfluss in kg/s, ist die Querschnittsfläche am Austritt der Auspuffdüse und ist der Atmosphärendruck.
Typ | Beschreibung | Vorteile | Nachteile |
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Rakete | Trägt alle Treib- und Oxidationsmittel an Bord, strahlt Strahl für den Antrieb aus | Sehr wenige bewegliche Teile. Mach 0 bis Mach 25+; effizient bei sehr hoher Geschwindigkeit (> Mach 5.0 oder so). Schub-/Gewichtsverhältnis über 100. Kein aufwendiger Lufteinlass. Hohe Kompressionsrate. Sehr schnelllaufender ( Hyperschall ) Auspuff. Gutes Kosten/Schub-Verhältnis. Ziemlich einfach zu testen. Funktioniert im Vakuum; Funktioniert tatsächlich am besten außerhalb der Atmosphäre, die bei hoher Geschwindigkeit die Fahrzeugstruktur schont. Ziemlich kleine Oberfläche, um kühl zu bleiben, und keine Turbine im heißen Abgasstrom. Sehr hohe Verbrennungstemperatur und Düse mit hohem Expansionsverhältnis sorgen für einen sehr hohen Wirkungsgrad bei sehr hohen Geschwindigkeiten. | Braucht viel Treibgas. Sehr niedriger spezifischer Impuls – typischerweise 100–450 Sekunden. Extreme thermische Belastungen der Brennkammer können die Wiederverwendung erschweren. Erfordert normalerweise das Mitführen von Oxidationsmittel an Bord, was die Risiken erhöht. Außerordentlich laut. |
Hybrid
Combined-Cycle-Triebwerke verwenden gleichzeitig zwei oder mehr verschiedene Prinzipien des Strahlantriebs.
Typ | Beschreibung | Vorteile | Nachteile |
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Turborakete | Ein Turbojet, bei dem dem Luftstrom ein zusätzliches Oxidationsmittel wie Sauerstoff zugesetzt wird, um die maximale Höhe zu erhöhen | Sehr nah an bestehenden Designs, funktioniert in sehr großer Höhe, breitem Höhen- und Fluggeschwindigkeitsbereich | Die Fluggeschwindigkeit ist auf den gleichen Bereich wie bei Turbojet-Triebwerken begrenzt, Oxidationsmittel wie LOX können gefährlich sein. Viel schwerer als einfache Raketen. |
Luftverstärkte Rakete | Im Wesentlichen ein Staustrahl, bei dem die Ansaugluft komprimiert und mit dem Abgas einer Rakete verbrannt wird | Mach 0 bis Mach 4.5+ (kann auch exoatmosphärisch betrieben werden), gute Effizienz bei Mach 2 bis 4 | Ähnlicher Wirkungsgrad wie Raketen bei niedriger Geschwindigkeit oder in der Außenluft, Eintrittsschwierigkeiten, relativ unerschlossener und unerforschter Typ, Kühlschwierigkeiten, sehr laut, Schub-/Gewichtsverhältnis ist ähnlich wie bei Staustrahltriebwerken. |
Vorgekühlte Düsen / LACE | Die Einlassluft wird am Einlass in einem Wärmetauscher auf sehr niedrige Temperaturen abgekühlt, bevor sie durch ein Staustrahl- und/oder Turbostrahl- und/oder Raketentriebwerk strömt. | Einfach am Boden getestet. Sehr hohe Schub-/Gewichtsverhältnisse sind möglich (~14) zusammen mit guter Treibstoffeffizienz über einen weiten Fluggeschwindigkeitsbereich, Mach 0–5,5+; diese Kombination von Effizienzen kann einen Start in den Orbit, eine einstufige oder sehr schnelle interkontinentale Reise über sehr lange Strecken ermöglichen. | Existiert nur in der Labor-Prototyping-Phase. Beispiele sind RB545 , Reaktionsmaschinen SABRE , ATREX . Erfordert flüssigen Wasserstoffkraftstoff mit sehr geringer Dichte und erfordert stark isolierte Tanks. |
Wasserstrahl
Ein Wasserstrahl oder Pumpenstrahl ist ein Schiffsantriebssystem, das einen Wasserstrahl verwendet. Die mechanische Anordnung kann ein Mantelpropeller mit Düse oder ein Radialverdichter und Düse sein. Der Pump-Jet muss von einem separaten Motor wie einer Diesel- oder Gasturbine angetrieben werden .
Typ | Beschreibung | Vorteile | Nachteile |
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Wasserstrahl | Zum Antrieb von Wasserraketen und Jetbooten ; spritzt Wasser durch eine Düse nach hinten | In Booten, kann in flachem Wasser laufen, hohe Beschleunigung, keine Gefahr einer Motorüberlastung (im Gegensatz zu Propellern), weniger Lärm und Vibrationen, sehr manövrierfähig bei allen Bootsgeschwindigkeiten, hohe Geschwindigkeit, weniger anfällig für Beschädigungen durch Schmutz, sehr zuverlässig, mehr Last Flexibilität, weniger schädlich für Wildtiere | Kann bei niedriger Geschwindigkeit weniger effizient sein als ein Propeller, teurer, höheres Gewicht im Boot aufgrund von Wassereinschlüssen, funktioniert nicht gut, wenn das Boot schwerer ist, als der Jet dimensioniert 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 im Inneren des Triebwerks, die erforderlich sind, um diesen Jet zu erzeugen, geben dem Triebwerk einen starken Schub, der das Fahrzeug nach vorne drückt.
Strahltriebwerke machen ihren Strahl aus Treibstoff, der in Tanks gespeichert ist, die am Triebwerk befestigt sind (wie in einer "Rakete") sowie in Kanaltriebwerken (die üblicherweise in Flugzeugen verwendet werden), indem eine externe Flüssigkeit (sehr typischerweise Luft) aufgenommen und ausgestoßen wird bei höherer Geschwindigkeit.
Treibdüse
Die Schubdüse ist die Schlüsselkomponente aller Strahltriebwerke , wie es das Abgas schafft Strahl . Vortriebsdüsen wandeln innere Energie und Druckenergie in kinetische Energie mit hoher Geschwindigkeit um. Der Gesamtdruck und die Temperatur ändern sich durch die Düse nicht, aber ihre statischen Werte sinken mit zunehmender Gasgeschwindigkeit.
Die Geschwindigkeit der in die Düse eintretenden Luft ist gering, etwa Mach 0,4, eine Voraussetzung für die Minimierung der Druckverluste im zur Düse führenden Kanal. Die Temperatur, die in die Düse eindringt, kann bei einer Fächerdüse in der kalten Luft in Reiseflughöhen so niedrig wie die Umgebungstemperatur auf Meereshöhe sein. Sie kann bis zu 1000 K Abgastemperatur für einen Überschallmotor mit Nachverbrennung oder 2200 K bei eingeschaltetem Nachbrenner betragen. Der Druck, der in die Düse eindringt, kann vom 1,5-fachen des Drucks außerhalb der Düse für ein einstufiges Gebläse bis zum 30-fachen für das schnellste bemannte Flugzeug mit Mach 3+ variieren.
Konvergente Düsen können das Gas nur bis auf lokale Schallbedingungen (Mach 1) beschleunigen. Um hohe Fluggeschwindigkeiten zu erreichen, sind noch höhere Abgasgeschwindigkeiten erforderlich, weshalb bei Hochgeschwindigkeitsflugzeugen häufig eine konvergente-divergente Düse verwendet wird.
Der Düsenschub ist am höchsten, wenn der statische Druck des Gases beim Austritt aus der Düse den Umgebungswert erreicht. Dies geschieht nur, wenn die Düsenaustrittsfläche den richtigen Wert für das Düsendruckverhältnis (npr) hat. Da sich der npr mit der Triebwerksschubeinstellung und der Fluggeschwindigkeit ändert, ist dies selten der Fall. Auch bei Überschallgeschwindigkeiten ist die divergente Fläche kleiner als erforderlich, um eine vollständige interne Expansion auf den Umgebungsdruck als Kompromiss mit dem externen Körperwiderstand zu bewirken. Whitford nennt als Beispiel die F-16. Andere unterexpandierte Beispiele waren die XB-70 und SR-71.
Die Düsengröße bestimmt zusammen mit der Fläche der Turbinendüsen den Betriebsdruck des Verdichters.
Schub
Energieeffizienz bei Flugzeugtriebwerken
Diese Übersicht zeigt, wo Energieverluste in kompletten Triebwerks- oder Triebwerksanlagen von Düsenflugzeugen auftreten.
Ein ruhendes Düsentriebwerk, wie auf einem Prüfstand, saugt Treibstoff an und erzeugt Schub. Wie gut es dies tut, wird daran gemessen, wie viel Kraftstoff es verbraucht und welche Kraft erforderlich ist, um es zurückzuhalten. Dies ist ein Maß für seine Effizienz. Wenn sich im Inneren des Motors etwas verschlechtert (bekannt als Leistungsverschlechterung), wird es weniger effizient und dies zeigt sich, wenn der Kraftstoff weniger Schub erzeugt. Wenn an einem internen Teil eine Änderung vorgenommen wird, durch die die Luft/Verbrennungsgase gleichmäßiger strömen können, wird der Motor effizienter und verbraucht weniger Kraftstoff. Eine Standarddefinition wird verwendet, um zu beurteilen, wie verschiedene Dinge die Motoreffizienz verändern, und um Vergleiche zwischen verschiedenen Motoren zu ermöglichen. Diese Definition wird als spezifischer Treibstoffverbrauch bezeichnet oder wie viel Treibstoff benötigt wird, um eine Schubeinheit zu erzeugen. Zum Beispiel ist es für eine bestimmte Motorkonstruktion bekannt, dass, wenn einige Unebenheiten in einem Bypass-Kanal geglättet werden, die Luft gleichmäßiger strömt, was eine Druckverlustreduzierung von x% und y% weniger Kraftstoff benötigt, um die Aufnahme zu erreichen. Schubumkehr zum Beispiel. Dieses Verständnis fällt unter die Ingenieurdisziplin Strahltriebwerksleistung . Wie die Effizienz durch die Vorwärtsgeschwindigkeit und die Energieversorgung von Flugzeugsystemen beeinflusst wird, wird später erwähnt.
Der Wirkungsgrad des Triebwerks wird hauptsächlich durch die Betriebsbedingungen im Triebwerk gesteuert, die den vom Verdichter erzeugten Druck und die Temperatur der Verbrennungsgase am ersten Satz rotierender Turbinenschaufeln darstellen. Der Druck ist der höchste Luftdruck im Motor. Die Turbinenrotortemperatur ist nicht die höchste im Triebwerk, aber die höchste, bei der eine Energieübertragung stattfindet (in der Brennkammer treten höhere Temperaturen auf). Der obige Druck und die Temperatur sind in einem thermodynamischen Zyklusdiagramm dargestellt.
Der Wirkungsgrad wird weiter dadurch modifiziert, wie gleichmäßig die Luft und die Verbrennungsgase durch das Triebwerk strömen, wie gut die Strömung (bekannt als Einfallswinkel) mit den beweglichen und stationären Kanälen in den Kompressoren und Turbinen ausgerichtet ist. Nicht optimale Winkel sowie nicht optimale Durchgangs- und Klingenformen können zu einer Verdickung und Trennung von Grenzschichten und zur Bildung von Stoßwellen führen . Es ist wichtig, den Durchfluss zu verlangsamen (niedrigere Geschwindigkeit bedeutet weniger Druckverluste oder Druckabfall ), wenn er durch die Kanäle fließt , die die verschiedenen Teile verbinden. Wie gut die einzelnen Komponenten dazu beitragen, Treibstoff in Schub zu verwandeln, wird durch Maßnahmen wie Wirkungsgrade für Kompressoren, Turbinen und Brennkammer sowie Druckverluste für die Kanäle quantifiziert. Diese sind als Linien in einem thermodynamischen Kreisdiagramm 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 braucht Druckluft für sich selbst, um erfolgreich zu laufen. Diese Luft kommt aus einem eigenen Kompressor und wird Sekundärluft genannt. Es trägt nicht zur Schuberzeugung bei und macht den Motor weniger effizient. Es wird verwendet, um die mechanische Integrität des Motors zu erhalten, eine Überhitzung von Teilen zu verhindern und beispielsweise das Austreten von Öl aus Lagern zu verhindern. Nur ein Teil dieser den Kompressoren entnommenen Luft kehrt in den Turbinenstrom zurück, um zur Schuberzeugung beizutragen. Jede Verringerung der benötigten Menge verbessert den Motorwirkungsgrad. Auch hier ist für eine bestimmte Motorkonstruktion bekannt, dass ein reduzierter Bedarf an Kühlstrom von x% den spezifischen Kraftstoffverbrauch um y% reduziert . Mit anderen Worten, es wird weniger Treibstoff benötigt, um beispielsweise Startschub zu geben. Der Motor ist effizienter.
Alle oben genannten Überlegungen sind grundlegend dafür, dass das Triebwerk allein läuft und gleichzeitig nichts Nützliches tut, dh es bewegt kein Flugzeug und liefert keine Energie für die elektrischen, hydraulischen und lufttechnischen Systeme des Flugzeugs. Im Flugzeug gibt das Triebwerk einen Teil seines Schuberzeugungspotenzials oder Treibstoffs ab, um diese Systeme anzutreiben. Diese Anforderungen, die Installationsverluste verursachen, reduzieren seinen Wirkungsgrad. Es verbraucht etwas Kraftstoff, der nicht zum Schub des Triebwerks beiträgt.
Wenn das Flugzeug schließlich fliegt, enthält der antreibende Jet selbst verschwendete kinetische Energie, nachdem er das Triebwerk verlassen hat. Dieser wird durch den Begriff Vortriebs- oder Froude-Wirkungsgrad quantifiziert und kann durch eine Neukonstruktion des Triebwerks reduziert werden, um ihm eine Bypassströmung und eine niedrigere Geschwindigkeit für den Treibstrahl zu verleihen, beispielsweise als Turboprop- oder Turbofan-Triebwerk. Gleichzeitig erhöht sich die Fahrgeschwindigkeit durch Erhöhung des Gesamtdruckverhältnisses .
Der Gesamtwirkungsgrad des Triebwerks bei Fluggeschwindigkeit ist definiert als .
Die Fluggeschwindigkeit hängt davon ab, wie gut der Einlass die Luft verdichtet, bevor sie an die Triebwerkskompressoren übergeben wird. Das Ansaugverdichtungsverhältnis, 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 ergeben . Wie gut es dies tut, wird durch seine Druckrückgewinnung oder das Maß für die Verluste im Einlass definiert. Der bemannte Mach-3-Flug hat ein interessantes Beispiel dafür geliefert, wie diese Verluste in einem Augenblick dramatisch ansteigen können. Die nordamerikanische XB-70 Valkyrie und Lockheed SR-71 Blackbird bei Mach 3 hatten jeweils eine Druckrückgewinnung von etwa 0,8 aufgrund relativ geringer Verluste während des Kompressionsprozesses, dh durch Systeme mit mehreren Stoßdämpfern. Bei einem 'Unstart' würde das effiziente Stoßdämpfersystem durch einen sehr ineffizienten Einzelstoßdämpfer jenseits des Einlasses und einer Ansaugdruckrückgewinnung von etwa 0,3 und einem entsprechend niedrigen Druckverhältnis ersetzt.
Die Treibdüse bei Geschwindigkeiten über etwa Mach 2 weist normalerweise zusätzliche interne Schubverluste auf, da die Austrittsfläche als Kompromiss mit dem externen Nachkörperwiderstand nicht groß genug ist.
Obwohl ein Bypass-Motor den Vortriebswirkungsgrad verbessert, erleidet er eigene Verluste innerhalb des Motors selbst. Es müssen Maschinen hinzugefügt werden, um Energie vom Gasgenerator auf einen Bypass-Luftstrom zu übertragen. Zu den geringen Verlusten der Treibdüse eines Turbojets kommen zusätzliche Verluste aufgrund von Ineffizienzen in der hinzugefügten Turbine und dem Bläser hinzu. Diese können in einen Übertragungs- oder Übertragungswirkungsgrad einfließen . Diese Verluste werden jedoch durch die Verbesserung der Antriebseffizienz mehr als wettgemacht. Hinzu kommen zusätzliche Druckverluste im Bypasskanal und eine zusätzliche Treibdüse.
Mit dem Aufkommen der Turbofans mit ihren verlustbringenden Maschinen hat Bennett beispielsweise das, was im Inneren des Triebwerks vor sich geht, zwischen Gasgenerator und Transfermaschinerie getrennt .
Die Energieeffizienz ( ) von in Fahrzeugen verbauten Strahltriebwerken besteht aus zwei Hauptkomponenten:
- Vortriebseffizienz ( ): Wie viel Energie des Strahls landet im Fahrzeugkörper und wird nicht als kinetische Energie des Strahls abtransportiert .
- Zykluseffizienz ( ): wie effizient das Triebwerk den Jet beschleunigen kann
Auch wenn 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 luftatmenden Triebwerk ergibt eine Abgasgeschwindigkeit gleich der Fahrzeuggeschwindigkeit oder gleich eins null Schub ohne Nettoimpulsänderung. Die Formel für luftatmende Motoren, die sich mit einer Abgasgeschwindigkeit bewegen und den Kraftstofffluss 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 der an der Düse abgegebenen Temperatur bestimmt. Dies hat sich im Laufe der Zeit ständig verbessert, da neue Materialien eingeführt wurden, um höhere maximale Zyklustemperaturen zu ermöglichen. Beispielsweise wurden für HD-Turbinenschaufeln, die bei maximaler Zyklustemperatur laufen, Verbundwerkstoffe entwickelt, die Metalle mit Keramik kombinieren. Der Wirkungsgrad wird auch durch das erreichbare Gesamtdruckverhältnis begrenzt. Die Zykluseffizienz ist bei Raketentriebwerken am höchsten (~60+%), da sie extrem hohe Verbrennungstemperaturen erreichen können. Die Zykluseffizienz bei Turbojets und ähnlichem liegt aufgrund der viel niedrigeren Spitzenzyklustemperaturen näher bei 30%.
Der Verbrennungswirkungsgrad der meisten Flugzeug-Gasturbinentriebwerke unter Startbedingungen auf Meereshöhe beträgt fast 100 %. Sie nimmt bei Reiseflugbedingungen in Höhe 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 eine schwache Grenze des Luft-Kraftstoff-Verhältnisses, ab der die Flamme erlischt. Der Bereich des Luft-Kraftstoff-Verhältnisses zwischen den fetten und schwachen Grenzen wird mit zunehmender Luftgeschwindigkeit verringert. Reduziert der zunehmende Luftmassenstrom das Brennstoffverhältnis unter einen bestimmten Wert, kommt es zur Flammenlöschung.
Verbrauch von Treibstoff oder Treibstoff
Ein eng verwandtes (aber unterschiedliches) Konzept zur Energieeffizienz ist der Verbrauch an Treibmittelmasse. Der Treibstoffverbrauch in Strahltriebwerken wird anhand des spezifischen Treibstoffverbrauchs , 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 Triebwerken wie Turbojets sind Energieeffizienz und Treibstoffeffizienz (Treibstoffeffizienz) ziemlich gleich, da der Treibstoff Treibstoff und Energiequelle ist. In der Raketentechnik ist das Treibmittel auch das Abgas, und dies bedeutet, dass ein hochenergetisches Treibmittel eine bessere Treibmitteleffizienz ergibt, aber in einigen Fällen sogar 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 die Energie jedoch Kraft mal Entfernung ist und die Entfernung pro Sekunde bei der Concorde größer war, war die vom Motor erzeugte tatsächliche Leistung für die gleiche Kraftstoffmenge bei der Concorde mit Mach 2 höher als bei der CF6. Somit waren die Motoren der Concorde in Bezug auf die Energie pro Meile effizienter.
Motortyp | Erster Lauf | Szenario | Spez. Kraftstoff Nachteile. | Spezifischer Impuls (e) |
Effective Abgasgeschwindigkeit (m / s) |
Masse |
Schub- Gewichts-Verhältnis (Meereshöhe) |
|
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(lb/lbf·h) | (g/kN·s) | |||||||
Avio P80 Feststoffraketenmotor | 2006 | Vega Vakuum der ersten Stufe | 13 | 360 | 280 | 2700 | 16.160 lb (7.330 kg) (leer) | |
Avio Zefiro 23 Feststoffraketenmotor | 2006 | Vega Vakuum der zweiten Stufe | 12.52 | 354,7 | 287,5 | 2819 | 4.266 lb (1.935 kg) (leer) | |
Avio Zefiro 9A Feststoffraketenmotor | 2008 | Vega Vakuum der dritten Stufe | 12.20 | 345,4 | 295.2 | 2895 | 1,997 lb (906 kg) (leer) | |
RD-843 Flüssigtreibstoff- Raketentriebwerk | Vega Oberstufenvakuum | 11.41 | 323.2 | 315.5 | 3094 | 35,1 lb (15,93 kg) (trocken) | ||
Kouznetsov NK-33 Flüssigtreibstoff-Raketenmotor | 1970er | N-1F , Sojus-2-1v Vakuum der ersten Stufe | 10.9 | 308 | 331 | 3250 | 2.730 lb (1.240 kg) (trocken) | 136,8 |
NPO Energomash RD-171M Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerk | Zenit-2M , Zenit-3SL , Zenit-3SLB , Zenit-3F Vakuum der ersten Stufe | 10.7 | 303 | 337 | 3300 | 21.500 lb (9.750 kg) (trocken) | 79.57 | |
LE-7A Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerk | H-IIA , H-IIB Vakuum der ersten Stufe | 8.22 | 233 | 438 | 4300 | 4.000 lb (1.800 kg) (trocken) | 62,2 | |
Kryo-Raketentriebwerk Snecma HM-7B | Ariane 2 , Ariane 3 , Ariane 4 , Ariane 5 ECA Oberstufenvakuum | 8.097 | 229.4 | 444,6 | 4360 | 165 kg (trocken) | 43,25 | |
LE-5B-2 kryogenes Raketentriebwerk | H-IIA , H-IIB Oberstufenvakuum | 8.05 | 228 | 447 | 4380 | 640 lb (290 kg) (trocken) | 51,93 | |
Aerojet Rocketdyne RS-25 kryogenes Raketentriebwerk | 1981 | Space Shuttle , SLS Vakuum der ersten Stufe | 7,95 | 225 | 453 | 4440 | 7.004 lb (3.177 kg) (trocken) | 53,79 |
Aerojet Rocketdyne RL-10B-2 kryogenes Raketentriebwerk | Delta III , Delta IV , SLS Oberstufenvakuum | 7.734 | 219.1 | 465,5 | 4565 | 301 kg (trocken) | 37,27 | |
Ramjet | Mach 1 | 4.5 | 130 | 800 | 7800 | |||
NERVA NRX A6 nuklearer thermischer Raketentriebwerk | 1967 | Vakuum | 869 | 18.144 kg (40.001 lb) (trocken) | 1,39 | |||
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.103 Turbofan | Tornado IDS GR.1/GR.1A/GR.1B/GR.4 statischer Meeresspiegel ( Reheat ) | 2.5 | 70.8 | 1440 | 14120 | 2.107 lb (956 kg) (trocken) | 7,59 | |
GE F101-GE-102 Turbofan | 1970er | B-1B statischer Meeresspiegel (Reheat) | 2.46 | 70 | 1460 | 14400 | 4.400 lb (2.000 kg) (trocken) | 7.04 |
Tumansky R-25-300 Turbojet | MIG-21bis statischer Meeresspiegel (Reheat) | 2.206 | 62,5 | 1632 | 16000 | 2.679 lb (1215 kg) (trocken) | 5,6 | |
GE J85-GE-21 Turbojet | F-5E/F statischer Meeresspiegel (Reheat) | 2.13 | 60,3 | 1690 | 16570 | 640 lb (290 kg) (trocken) | 7,81 | |
GE F110-GE-132 Turbofan | F-16E/F Block 60 oder -129 Upgrade statischen Meeresspiegel (Reheat) | 2.09 | 59,2 | 1722 | 16890 | 4.050 lb (1.840 kg) (trocken) | 7,9 | |
Honeywell/ITEC F125-GA-100 Turbofan | F-CK-1 statischer Meeresspiegel (Reheat) | 2,06 | 58,4 | 1748 | 17140 | 1.360 lb (620 kg) (trocken) | 6.8 | |
Snecma M53-P2 Turbofan | Mirage 2000C/D/N/H/TH/-5/-9/Nachrüstung statischer Meeresspiegel (Reheat) | 2.05 | 58,1 | 1756 | 17220 | 3.307 lb (1.500 kg) (trocken) | 6.46 | |
Snecma Atar 09C Turbojet | Mirage IIIE/EX/O(A)/O(F)/M , Mirage IV Prototyp statischer Meeresspiegel (Reheat) | 2.03 | 57,5 | 1770 | 17400 | 3.210 lb (1.456 kg) (trocken) | 4.13 | |
Snecma Atar 09K-50 Turbojet | Mirage IV , Mirage 50 , Mirage F1 statischer Meeresspiegel (Reheat) | 1.991 | 56,4 | 1808 | 17730 | 3.487 lb (1.582 kg) (trocken) | 4,55 | |
GE J79-GE-15 Turbojet | F-4E/EJ/F/G , RF-4E statischer Meeresspiegel (Reheat) | 1.965 | 55,7 | 1832 | 17970 | 3.850 lb (1.750 kg) (trocken) | 4.6 | |
Saturn AL-31F Turbofan | Su-27/P/K statischer Meeresspiegel (Reheat) | 1,96 | 55,5 | 1837 | 18010 | 3.350 lb (1.520 kg) (trocken) | 8.22 | |
J-58 Turbojet | 1958 | SR-71 bei Mach 3.2 (Aufwärmen) | 1,9 | 53.8 | 1895 | 18580 | 6.000 lb (2.700 kg) (trocken) | |
GE F110-GE-129 Turbofan | F-16C/D/V Block 50/70 , F-15K/S/SA/SG/EX statischer Meeresspiegel (Reheat) | 1,9 | 53.8 | 1895 | 18580 | 3.980 lb (1.810 kg) (trocken) | 7,36 | |
Solowjew D-30F6 Turbofan | MiG-31 , S-37/Su-47 statischer Meeresspiegel (Reheat) | 1.863 | 52,8 | 1932 | 18950 | 5.326 lb (2.416 kg) (trocken) | 7.856 | |
Lyulka AL-21F-3 Turbojet | Su-17M/UM/M2/M2D/UM3/M3/M4, Su-22U/M3/M4 statischer Meeresspiegel (Reheat) | 1,86 | 52,7 | 1935 | 18980 | 3.790 lb (1.720 kg) (trocken) | 5,61 | |
Klimov RD-33 Turbofan | 1974 | MiG-29 statischer Meeresspiegel (Reheat) | 1,85 | 52,4 | 1946 | 19080 | 2.326 lb (1.055 kg) (trocken) | 7,9 |
Saturn AL-41F-1S Turbofan | Su-35S/T-10BM statischer Meeresspiegel (Reheat) | 1.819 | 51,5 | 1979 | 19410 | 3.536 lb (1.604 kg) (trocken) | 8,75-9,04 | |
Volvo RM12 Turbofan | 1978 | Gripen A/B/C/D statischer Meeresspiegel (Reheat) | 1,78 | 50,4 | 2022 | 19830 | 2.315 lb (1.050 kg) (trocken) | 7,82 |
GE F404-GE-402 Turbofan | F/A-18C/D statischer Meeresspiegel (Reheat) | 1,74 | 49 | 2070 | 20300 | 2.282 lb (1.035 kg) (trocken) | 7.756 | |
Kuznetsov NK-32 Turbofan | 1980 | Tu-144LL , Tu-160 statischer Meeresspiegel (Reheat) | 1.7 | 48 | 2100 | 21000 | 7.500 lb (3.400 kg) (trocken) | 7,35 |
Snecma M88-2 Turbofan | 1989 | Rafale statischer Meeresspiegel (Reheat) | 1.663 | 47,11 | 2165 | 21230 | 1,978 lb (897 kg) (trocken) | 8.52 |
Eurojet EJ200 Turbofan | 1991 | Eurofighter , Bloodhound LSR Prototyp statischer Meeresspiegel (Reheat) | 1,66–1,73 | 47–49 | 2080–2170 | 20400–21300 | 2.180,0 lb (988,83 kg) (trocken) | 9.17 |
GE J85-GE-21 Turbojet | F-5E/F statischer Meeresspiegel (Trocken) | 1,24 | 35,1 | 2900 | 28500 | 640 lb (290 kg) (trocken) | 5,625 | |
RR/Snecma Olympus 593 Turbojet | 1966 | Concorde bei Mach 2 Kreuzfahrt (trocken) | 1.195 | 33.8 | 3010 | 29500 | 7.000 lb (3.175 kg) (trocken) | |
Snecma Atar 09C Turbojet | Mirage IIIE/EX/O(A)/O(F)/M , Mirage IV Prototyp statischer Meeresspiegel (Trocken) | 1,01 | 28,6 | 3560 | 35000 | 3.210 lb (1.456 kg) (trocken) | 2.94 | |
Snecma Atar 09K-50 Turbojet | Mirage IV , Mirage 50 , Mirage F1 statischer Meeresspiegel (Trocken) | 0,981 | 27,8 | 3670 | 36000 | 3.487 lb (1.582 kg) (trocken) | 2.35 | |
Snecma Atar 08K-50 Turbojet | Super tendard statischer Meeresspiegel | 0,971 | 27,5 | 3710 | 36400 | 2.568 lb (1.165 kg) (trocken) | ||
Tumansky R-25-300 Turbojet | MIG-21bis statischer Meeresspiegel (Trocken) | 0,961 | 27,2 | 3750 | 36700 | 2.679 lb (1215 kg) (trocken) | ||
Lyulka AL-21F-3 Turbojet | Su-17M/UM/M2/M2D/UM3/M3/M4, Su-22U/M3/M4 statischer Meeresspiegel (trocken) | 0,86 | 24,4 | 4190 | 41100 | 3.790 lb (1.720 kg) (trocken) | 3.89 | |
GE J79-GE-15 Turbojet | F-4E/EJ/F/G , RF-4E statischer Meeresspiegel (Trocken) | 0,85 | 24,1 | 4240 | 41500 | 3.850 lb (1.750 kg) (trocken) | 2.95 | |
Snecma M53-P2 Turbofan | Mirage 2000C/D/N/H/TH/-5/-9/Nachrüstung statischer Meeresspiegel (Trocken) | 0,85 | 24,1 | 4240 | 41500 | 3.307 lb (1.500 kg) (trocken) | 4.37 | |
Volvo RM12 Turbofan | 1978 | Gripen A/B/C/D statischer Meeresspiegel (Trocken) | 0,824 | 23,3 | 4370 | 42800 | 2.315 lb (1.050 kg) (trocken) | 5.244 |
RR Turbomeca Adour Mk 106 Turbofan | 1999 | Jaguar Nachrüstung statischer Meeresspiegel (Trocken) | 0,81 | 23 | 4400 | 44000 | 1.784 lb (809 kg) (trocken) | 4.725 |
Honeywell/ITEC F124-GA-100 Turbofan | 1979 | L-159 , X-45 statischer Meeresspiegel | 0,81 | 22,9 | 4440 | 43600 | 1.050 lb (480 kg) (trocken) | 5.3 |
Honeywell/ITEC F125-GA-100 Turbofan | F-CK-1 statischer Meeresspiegel (Trocken) | 0.8 | 22.7 | 4500 | 44100 | 1.360 lb (620 kg) (trocken) | 4.43 | |
PW JT8D-9 Turbofan | 737 Original- Kreuzfahrt | 0.8 | 22.7 | 4500 | 44100 | 3.205–3.402 lb (1.454–1.543 kg) (trocken) | ||
PW J52-P-408 Turbojet | A-4M/N , TA-4KU , EA-6B statischer Meeresspiegel | 0,79 | 22,4 | 4560 | 44700 | 2.318 lb (1.051 kg) (trocken) | 4.83 | |
Saturn AL-41F-1S Turbofan | Su-35S/T-10BM statischer Meeresspiegel (trocken) | 0,79 | 22,4 | 4560 | 44700 | 3.536 lb (1.604 kg) (trocken) | 5,49 | |
Snecma M88-2 Turbofan | 1989 | Rafale statischer Meeresspiegel (trocken) | 0,782 | 22.14 | 4600 | 45100 | 1,978 lb (897 kg) (trocken) | 5,68 |
Klimov RD-33 Turbofan | 1974 | MiG-29 statischer Meeresspiegel (trocken) | 0,77 | 21,8 | 4680 | 45800 | 2.326 lb (1.055 kg) (trocken) | 4.82 |
RR Pegasus 11-61 Turbofan | AV-8B+ statischer Meeresspiegel | 0,76 | 21,5 | 4740 | 46500 | 3.960 lb (1.800 kg) (trocken) | 6 | |
Eurojet EJ200 Turbofan | 1991 | Eurofighter , Bloodhound LSR Prototyp statischer Meeresspiegel (Trocken) | 0,74–0,81 | 21–23 | 4400–4900 | 44000–48000 | 2.180,0 lb (988,83 kg) (trocken) | 6.11 |
GE F414-GE-400 Turbofan | 1993 | F/A-18E/F statischer Meeresspiegel (Trocken) | 0,724 | 20,5 | 4970 | 48800 | 2.445 lb (1.109 kg) (trocken) | 5.11 |
Kuznetsov NK-32 Turbofan | 1980 | Tu-144LL , Tu-160 statischer Meeresspiegel (trocken) | 0,72-0,73 | 20–21 | 4900–5000 | 48000–49000 | 7.500 lb (3.400 kg) (trocken) | 4.06 |
Honeywell ALF502R-5 Getriebefan | BAe 146-100/200/200ER/300 Kreuzfahrt | 0,72 | 20,4 | 5000 | 49000 | 606 kg (trocken) | 5,22 | |
Solowjew D-30F6 Turbofan | MiG-31 , S-37/Su-47 statischer Meeresspiegel (trocken) | 0,716 | 20,3 | 5030 | 49300 | 5.326 lb (2.416 kg) (trocken) | 3.93 | |
Snecma Turbomeca Larzac 04-C6 Turbofan | 1972 | Alpha Jet statischer Meeresspiegel | 0,716 | 20,3 | 5030 | 49300 | 650 lb (295 kg) (trocken) | 4.567 |
Solowjew D-30KP-2 Turbofan | Il-76MD/MDK/SK/VPK , Il-78/M Kreuzfahrt | 0,715 | 20,3 | 5030 | 49400 | 5.820 lb (2.640 kg) (trocken) | 5,21 | |
Solowjew D-30KU-154 Turbofan | Tu-154M Kreuzfahrt | 0,705 | 20,0 | 5110 | 50100 | 5.082 lb (2.305 kg) (trocken) | 4,56 | |
Ishikawajima-Harima F3-IHI-30 Turbofan | 1981 | Kawasaki T-4 statischer Meeresspiegel | 0,7 | 19,8 | 5140 | 50400 | 750 lb (340 kg) (trocken) | 4.9 |
RR Tay RB.183-3 Mk.620-15 Turbofan | 1984 | Fokker 70 , Fokker 100 Kreuzfahrt | 0,69 | 19,5 | 5220 | 51200 | 1.445 kg (trocken) | 4.2 |
GE CF34-3 Turbofan | 1982 | CRJ100/200 , CL600-Serie , CL850- Kreuzfahrt | 0,69 | 19,5 | 5220 | 51200 | 1.670 lb (760 kg) (trocken) | 5,52 |
GE CF34-8E Turbofan | E170/175 Kreuzfahrt | 0,68 | 19.3 | 5290 | 51900 | 2.600 lb (1.200 kg) (trocken) | 5,6 | |
Honeywell TFE731-60 Getriebefan | Falcon 900EX/DX/LX, VC-900 Kreuzfahrt | 0,679 | 19.2 | 5300 | 52000 | 988 lb (448 kg) (trocken) | 5,06 | |
CFM CFM56-2C1 Turbofan | DC-8 Super 70 Kreuzfahrt | 0,671 | 19,0 | 5370 | 52600 | 4.635 lb (2.102 kg) (trocken) | 4.746 | |
GE CF34-8C Turbofan | CRJ700/900/1000 Kreuzfahrt | 0,67-0,68 | 19 | 5300–5400 | 52000–53000 | 2.400–2.450 lb (1.090–1.110 kg) (trocken) | 5,7-6.1 | |
CFM CFM56-3C1 Turbofan | 737 Klassische Kreuzfahrt | 0,667 | 18,9 | 5400 | 52900 | 4.308–4.334 lb (1.954–1.966 kg) (trocken) | 5.46 | |
Saturn AL-31F Turbofan | Su-27/P/K statischer Meeresspiegel (trocken) | 0,666-0,78 | 18,9–22,1 | 4620–5410 | 45300–53000 | 3.350 lb (1.520 kg) (trocken) | 4.93 | |
RR Spey RB.168 Mk.807 Turbofan | AMX statischer Meeresspiegel | 0,66 | 18,7 | 5450 | 53500 | 2.417 lb (1.096 kg) (trocken) | 4,56 | |
CFM CFM56-2A2 Turbofan | 1974 | E-3D, KE-3A , E-6A/B Kreuzfahrt | 0,66 | 18,7 | 5450 | 53500 | 4.819 lb (2.186 kg) (trocken) | 4.979 |
RR BR725 Turbofan | 2008 | G650/ER- Kreuzfahrt | 0,657 | 18,6 | 5480 | 53700 | 1.635,2 kg (trocken) | 4,69 |
CFM CFM56-2B1 Turbofan | KC-135R/T, C-135FR , RC-135RE Kreuzfahrt | 0,65 | 18,4 | 5540 | 54300 | 4.672 lb (2.119 kg) (trocken) | 4.7 | |
GE CF34-10A Turbofan | ARJ21- Kreuzfahrt | 0,65 | 18,4 | 5540 | 54300 | 3.700 lb (1.700 kg) (trocken) | 5.1 | |
CFE CFE738-1-1B Turbofan | 1990 | Falcon 2000- Kreuzfahrt | 0,645 | 18.3 | 5580 | 54700 | 1,325 lb (601 kg) (trocken) | 4.32 |
RR BR710 Turbofan | 1995 | C-37, Gulfstream V , G550 , E-11, Project Dolphin, Saab Swordfish, Global Express/XRS, Global 5000/6000 , Raytheon Sentinel , GlobalEye (Original) Kreuzfahrt | 0,64 | 18 | 5600 | 55000 | 1.818,4 kg (trocken) | 3.84 |
GE F110-GE-129 Turbofan | F-16C/D/V Block 50/70 , F-15K/S/SA/SG/EX statischer Meeresspiegel (trocken) | 0,64 | 18 | 5600 | 55000 | 3.980 lb (1.810 kg) (trocken) | 4,27 | |
GE F110-GE-132 Turbofan | F-16E/F Block 60 oder -129 Upgrade statischer Meeresspiegel (Trocken) | 0,64 | 18 | 5600 | 55000 | 4.050 lb (1.840 kg) (trocken) | ||
GE CF34-10E Turbofan | E190/195 , Lineage 1000 Kreuzfahrt | 0,64 | 18 | 5600 | 55000 | 3.700 lb (1.700 kg) (trocken) | 5.2 | |
Turbo-Union RB.199-34R-04 Mk.105 Turbofan | Tornado ECR statischer Meeresspiegel (trocken) | 0,637 | 18.0 | 5650 | 55400 | 2.160 lb (980 kg) (trocken) | 4.47 | |
CFM CF6-50C2 Turbofan | A300B2-203/B4-2C/B4-103/103F/203/203F/C4-203/F4-203 , DC-10-30/F/CF , KC-10A Kreuzfahrt | 0.63 | 17,8 | 5710 | 56000 | 8.731 lb (3.960 kg) (trocken) | 6.01 | |
PowerJet SaM146-1S18 Turbofan | Superjet LR- Kreuzfahrt | 0,629 | 17,8 | 5720 | 56100 | 4.980 lb (2.260 kg) (trocken) | 3.5 | |
CFM CFM56-7B24 Turbofan | 737-700/800/900 Kreuzfahrt | 0,627 | 17,8 | 5740 | 56300 | 5.216 lb (2.366 kg) (trocken) | 4.6 | |
RR BR715 Turbofan | 1997 | 717 Kreuzfahrt | 0,62 | 17,6 | 5810 | 56900 | 4.597 lb (2.085 kg) (trocken) | 4,55-4,68 |
PW F119-PW-100 Turbofan | 1992 | F-22 statischer Meeresspiegel (Trocken) | 0,61 | 17.3 | 5900 | 57900 | 3.900 lb (1.800 kg) (trocken) | 6,7 |
GE CF6-80C2-B1F Turbofan | 747-400 Kreuzfahrt | 0,605 | 17.1 | 5950 | 58400 | 9.499 Pfund (4.309 kg) | 6.017 | |
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 | 2.107 lb (956 kg) (trocken) | 4.32 | |
CFM CFM56-5A1 Turbofan | A320-111/211- Kreuzfahrt | 0,596 | 16.9 | 6040 | 59200 | 2.331 kg (trocken) | 5 | |
Aviadvigatel PS-90A1 Turbofan | Il-96-400/T- Kreuzfahrt | 0,595 | 16.9 | 6050 | 59300 | 6.500 lb (2.950 kg) (trocken) | 5.9 | |
PW PW2040 Turbofan | 757-200/200ET/200F , C-32 Kreuzfahrt | 0,582 | 16,5 | 6190 | 60700 | 7.185 Pfund (3.259 kg) | 5,58 | |
PW PW4098 Turbofan | 777-300 Kreuzfahrt | 0,581 | 16,5 | 6200 | 60800 | 36.400 lb (16.500 kg) (trocken) | 5.939 | |
GE CF6-80C2-B2 Turbofan | 767-200ER/300/300ER Kreuzfahrt | 0,576 | 16.3 | 6250 | 61300 | 9.388 lb (4.258 kg) | 5,495 | |
IAE V2525-D5 Turbofan | MD-90- Kreuzfahrt | 0,574 | 16.3 | 6270 | 61500 | 5.252 lb (2.382 kg) | 4.76 | |
IAE V2533-A5 Turbofan | A321-231 Kreuzfahrt | 0,574 | 16.3 | 6270 | 61500 | 5,139 Pfund (2.331 kg) | 6.42 | |
GE F101-GE-102 Turbofan | 1970er | B-1B statischer Meeresspiegel (trocken) | 0,562 | 15.9 | 6410 | 62800 | 4.400 lb (2.000 kg) (trocken) | 3.9 |
RR Trent 700 Turbofan | 1992 | A330 , A330 MRTT , Beluga XL Kreuzfahrt | 0,562 | 15.9 | 6410 | 62800 | 13.580 lb (6.160 kg) (trocken) | 4.97-5.24 |
RR Trent 800 Turbofan | 1993 | 777-200/200ER/300 Kreuzfahrt | 0,560 | 15.9 | 6430 | 63000 | 13.400 lb (6.078 kg) (trocken) | 5,7-6,9 |
Motor Sich Progress D-18T Turbofan | 1980 | An-124 , An-225 Kreuzfahrt | 0,546 | 15,5 | 6590 | 64700 | 9.000 lb (4.100 kg) (trocken) | 5,72 |
CFM CFM56-5B4 Turbofan | A320-214 Kreuzfahrt | 0,545 | 15,4 | 6610 | 64800 | 5.412–5.513 lb (2.454,8–2.500,6 kg) (trocken) | 5.14 | |
CFM CFM56-5C2 Turbofan | A340-211 Kreuzfahrt | 0,545 | 15,4 | 6610 | 64800 | 5.830 lb (2.644,4 kg) (trocken) | 5.47 | |
RR Trent 500 Turbofan | 1999 | A340-500/600 Kreuzfahrt | 0,542 | 15,4 | 6640 | 65100 | 11.000 lb (4.990 kg) (trocken) | 5,07-5,63 |
CFM LEAP-1B Turbofan | 2014 | 737 MAX- Kreuzfahrt | 0,53-0,56 | 15–16 | 6400–6800 | 63000–67000 | 6.130 lb (2.780 kg) (trocken) | |
Aviadvigatel PD-14 Turbofan | 2014 | MC-21-310 Kreuzfahrt | 0,526 | 14,9 | 6840 | 67100 | 6.330 lb (2.870 kg) (trocken) | 4.88 |
RR Trent 900 Turbofan | 2003 | A380- Kreuzfahrt | 0,522 | 14.8 | 6900 | 67600 | 13.770 lb (6.246 kg) (trocken) | 5.46-6.11 |
PW TF33-P-3 Turbofan | B-52H, NB-52H statischer Meeresspiegel | 0,52 | 14,7 | 6920 | 67900 | 3.900 lb (1.800 kg) (trocken) | 4.36 | |
GE 90-85B Turbofan | 777-200/200ER Kreuzfahrt | 0,52 | 14,7 | 6920 | 67900 | 17.400 Pfund (7.900 kg) | 5,59 | |
GE GEnx-1B76 Turbofan | 2006 | 787-10 Kreuzfahrt | 0,512 | 14,5 | 7030 | 69000 | 2.658 lb (1.206 kg) (trocken) | 5,62 |
Getriebefan PW PW1400G | MC-21 Kreuzfahrt | 0,51 | 14 | 7100 | 69000 | 6.300 lb (2.857,6 kg) (trocken) | 5.01 | |
CFM LEAP-1C Turbofan | 2013 | C919- Kreuzfahrt | 0,51 | 14 | 7100 | 69000 | 8.662–8.675 lb (3.929–3.935 kg) (nass) | |
CFM LEAP-1A Turbofan | 2013 | A320neo - Familie Kreuzfahrt | 0,51 | 14 | 7100 | 69000 | 6.592–6.951 lb (2.990–3.153 kg) (nass) | |
RR Trent 7000 Turbofan | 2015 | A330neo- Kreuzfahrt | 0,506 | 14,3 | 7110 | 69800 | 14.209 lb (6.445 kg) (trocken) | 5.13 |
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-97 Turbofan | 2014 | A350-1000 Kreuzfahrt | 0,478 | 13,5 | 7530 | 73900 | 16.640 lb (7.550 kg) (trocken) | 5.82 |
Getriebefan PW 1127G | 2012 | A320neo- Kreuzfahrt | 0,463 | 13,1 | 7780 | 76300 | 6.300 lb (2.857,6 kg) (trocken) | |
RR AE 3007H Turbofan | RQ-4 , MQ-4C statischer Meeresspiegel | 0,39 | 11,0 | 9200 | 91000 | 717 kg (trocken) | 5,24 | |
GE F118-GE-100 Turbofan | 1980er Jahre | B-2A Block 30 statischer Meeresspiegel | 0,375 | 10.6 | 9600 | 94000 | 3.200 lb (1.500 kg) (trocken) | 5.9 |
GE F118-GE-101 Turbofan | 1980er Jahre | U-2S statischer Meeresspiegel | 0,375 | 10.6 | 9600 | 94000 | 3.150 lb (1.430 kg) (trocken) | 6.03 |
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 statischer Meeresspiegel | 0,371 | 10,5 | 9700 | 95000 | 8.731 lb (3.960 kg) (trocken) | 6.01 | |
GE TF34-GE-100 Turbofan | A-10A, OA-10A, YA-10B statischer Meeresspiegel | 0,37 | 10,5 | 9700 | 95000 | 1.440 lb (650 kg) (trocken) | 6.295 | |
CFM CFM56-2B1 Turbofan | KC-135R/T, C-135FR , RC-135RE statischer Meeresspiegel | 0,36 | 10 | 10000 | 98000 | 4.672 lb (2.119 kg) (trocken) | 4.7 | |
Motor Sich Progress D-18T Turbofan | 1980 | An-124 , An-225 statischer Meeresspiegel | 0,345 | 9,8 | 10400 | 102000 | 9.000 lb (4.100 kg) (trocken) | 5,72 |
PW F117-PW-100 Turbofan | C-17 statischer Meeresspiegel | 0,34 | 9,6 | 10600 | 104000 | 7.100 Pfund (3.200 kg) | 5.41-6.16 | |
PW PW2040 Turbofan | 757-200/200ET/200F , C-32 statischer Meeresspiegel | 0,33 | 9.3 | 10900 | 107000 | 7.185 Pfund (3.259 kg) | 5,58 | |
CFM CFM56-3C1 Turbofan | 737 Klassischer statischer Meeresspiegel | 0,33 | 9.3 | 11000 | 110000 | 4.308–4.334 lb (1.954–1.966 kg) (trocken) | 5.46 | |
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 | 9.480–9.860 lb (4.300–4.470 kg) | ||
EA GP7270 Turbofan | A380-861 statischer Meeresspiegel | 0,299 | 8,5 | 12000 | 118000 | 14.797 lb (6.712 kg) (trocken) | 5.197 | |
GE 90-85B Turbofan | 777-200/200ER/300 statischer Meeresspiegel | 0,298 | 8.44 | 12080 | 118500 | 17.400 Pfund (7.900 kg) | 5,59 | |
GE GE90-94B Turbofan | 777-200/200ER/300 statischer Meeresspiegel | 0,2974 | 8.42 | 12100 | 118700 | 16.644 lb (7.550 kg) | 5,59 | |
RR Trent 970-84 Turbofan | 2003 | A380-841 statischer Meeresspiegel | 0,295 | 8.36 | 12200 | 119700 | 13.825 lb (6.271 kg) (trocken) | 5,436 |
GE GEnx-1B70 Turbofan | 787-8 statischer Meeresspiegel | 0,2845 | 8.06 | 12650 | 124100 | 13.552 lb (6.147 kg) (trocken) | 5.15 | |
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 Strahltriebwerken mit ähnlichen Konfigurationen variiert je nach Maßstab, ist jedoch hauptsächlich eine Funktion der Triebwerksbautechnologie. Für ein gegebenes Triebwerk gilt: Je leichter das Triebwerk, desto besser das Schub-Gewichts-Verhältnis, desto weniger Kraftstoff wird verwendet, um den Luftwiderstand aufgrund des Auftriebs zu kompensieren, der zum Tragen des Triebwerksgewichts erforderlich ist, oder um die Masse des Triebwerks zu beschleunigen.
Wie in der folgenden Tabelle zu sehen ist, erreichen Raketentriebwerke im Allgemeinen viel höhere Schub-Gewichts-Verhältnisse als Kanaltriebwerke wie Turbojet- und Turbofan-Triebwerke. Dies liegt in erster Linie daran, dass Raketen fast überall 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 um zwei bis drei Größenordnungen weniger dicht ist, und dies führt zu Drücken über viel größere Bereiche, was wiederum dazu führt, dass mehr technisches Material benötigt wird, um den Motor zusammenzuhalten und für den Luftkompressor.
Jet- oder Raketentriebwerk | Masse | Schub, Vakuum |
Schub- Gewichts-Verhältnis |
||
---|---|---|---|---|---|
(kg) | (Pfund) | (kN) | (lbf) | ||
RD-0410 Nuklearraketentriebwerk | 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 Nachheizung ( Concorde ) |
3.175 | 7.000 | 169.2 | 38.000 | 5,4 |
Pratt & Whitney F119 | 1.800 | 3.900 | 91 | 20.500 | 7,95 |
RD-0750 Raketentriebwerk, Drei-Treibstoff-Modus | 4.621 | 10.188 | 1.413 | 318.000 | 31,2 |
RD-0146 Raketentriebwerk | 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
Propellertriebwerke handhaben größere Luftmassenströme und geben ihnen eine geringere Beschleunigung als Strahltriebwerke. Da die Zunahme der Luftgeschwindigkeit gering ist, ist der verfügbare Schub für Propellerflugzeuge bei hohen Fluggeschwindigkeiten gering. Bei niedrigen Drehzahlen profitieren diese Motoren jedoch von einem relativ hohen Vortriebswirkungsgrad .
Auf der anderen Seite beschleunigen Turbojets einen viel kleineren Massenstrom an Ansaugluft und verbranntem Kraftstoff, stoßen ihn dann aber mit sehr hoher Geschwindigkeit ab. Wenn eine de Laval-Düse verwendet wird, um ein heißes Triebwerksabgas zu beschleunigen, kann die Auslassgeschwindigkeit lokal Überschall sein . Turbojets eignen sich besonders für Flugzeuge, die mit sehr hohen Geschwindigkeiten unterwegs sind.
Turbofans haben ein gemischtes Abgas, das aus der Bypassluft und dem heißen Verbrennungsproduktgas des Kerntriebwerks besteht. Die Luftmenge, die das Kerntriebwerk umgeht, im Vergleich zu der Menge, die in das Triebwerk strömt, bestimmt das sogenannte Umgehungsverhältnis (BPR) eines Turbofans.
Während ein Turbojet-Triebwerk die gesamte Leistung des Triebwerks nutzt, um Schub in Form eines heißen Hochgeschwindigkeits-Abgasstrahls zu erzeugen, liefert die kühle Bypassluft eines Turbofans mit niedriger Geschwindigkeit zwischen 30 und 70 % des Gesamtschubs, der von einem Turbofan-System erzeugt wird .
Der von einem Turbofan erzeugte Nettoschub ( F N ) kann auch erweitert werden als:
wo:
ṁ e | = die Massenrate des heißen Verbrennungsabgasstroms vom Kerntriebwerk |
ṁ o | = Massenrate des gesamten Luftstroms, der in den Turbofan eintritt = ṁ c + ṁ f |
ṁ c | = die Massenrate der Ansaugluft, die zum Kerntriebwerk strömt |
ṁ f | = die Massenrate der angesaugten Luft, die das Kerntriebwerk umgeht |
v f | = die Geschwindigkeit des um das Kerntriebwerk umgeleiteten Luftstroms |
v er | = die Geschwindigkeit des heißen Abgases des Kerntriebwerks |
v o | = die Geschwindigkeit des gesamten Lufteinlasses = die wahre Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs |
BPR | = Bypass-Verhältnis |
Raketentriebwerke haben eine extrem hohe Abgasgeschwindigkeit und sind daher bestens geeignet für hohe Geschwindigkeiten ( Hyperschall ) und große Höhen. Bei jeder gegebenen Drossel verbessert sich der Schub und die Effizienz eines Raketenmotors mit zunehmender Höhe leicht (weil der Gegendruck sinkt und damit den Nettoschub an der Düsenaustrittsebene erhöht), während bei einem Turbojet (oder Turbofan) die sinkende Dichte der Luft Eintritt in den Einlass (und die heißen Gase, die die Düse verlassen) führt dazu, dass der Nettoschub mit zunehmender Höhe abnimmt. Raketentriebwerke sind über etwa Mach 15 effizienter als selbst Scramjets.
Höhe und Geschwindigkeit
Mit Ausnahme von Scramjets können Düsentriebwerke, die ihrer Einlasssysteme beraubt sind, nur Luft mit etwa halber Schallgeschwindigkeit aufnehmen. Die Aufgabe des Einlasssystems für Transson- und Überschallflugzeuge besteht darin, die Luft zu verlangsamen und einen Teil der Kompression durchzuführen.
Die Grenze der maximalen Flughöhe von Motoren wird durch die Entflammbarkeit festgelegt – in sehr großen Höhen wird die Luft zu dünn zum Verbrennen oder nach der Kompression zu heiß. Für Turbojet-Triebwerke erscheinen Höhen von etwa 40 km möglich, während für Staustrahl-Triebwerke 55 km erreichbar sind. Scramjets schaffen theoretisch 75 km. Raketentriebwerke haben natürlich keine Obergrenze.
In bescheideneren Höhen komprimiert ein schnelleres Fliegen die Luft an der Vorderseite des Motors , und dies erwärmt die Luft stark. Die Obergrenze wird normalerweise bei Mach 5–8 angenommen, da oberhalb von Mach 5,5 der atmosphärische Stickstoff aufgrund der hohen Temperaturen am Einlass zur Reaktion neigt und dies erheblich Energie verbraucht. Die Ausnahme bilden Scramjets, die etwa Mach 15 oder mehr erreichen können, da sie die Luft nicht verlangsamen, und Raketen haben wiederum keine besondere Geschwindigkeitsbegrenzung.
Lärm
Der von einem Düsentriebwerk emittierte Lärm hat viele Quellen. Dazu gehören im Fall von Gasturbinentriebwerken der Bläser, der Verdichter, die Brennkammer, die Turbine und der/die Treibstrahl/en.
Der Treibstrahl erzeugt ein Strahlgeräusch, das durch die heftige Vermischung des Hochgeschwindigkeitsstrahls mit der Umgebungsluft verursacht wird. Im Unterschallfall wird das Geräusch durch Wirbel und im Überschallfall durch Mach-Wellen erzeugt . Die von einem Strahl abgestrahlte Schallleistung variiert mit der Strahlgeschwindigkeit, die auf die achte Potenz für Geschwindigkeiten bis zu 2.000 Fuß/Sek. erhöht wird, und variiert mit der Geschwindigkeit, die über 2.000 Fuß/Sek. hochgerechnet wird. Somit sind die Abgasstrahlen mit niedrigerer Geschwindigkeit, die von Triebwerken wie Turbofans mit hohem Bypass emittiert werden, die leisesten, während die schnellsten Jets wie Raketen, Turbojets und Staustrahltriebwerke am lautesten sind. Bei kommerziellen Düsenflugzeugen hat sich der Düsenlärm vom Turbostrahl über Bypass-Triebwerke zu den Turbofans als Ergebnis einer fortschreitenden Verringerung der Antriebsstrahlgeschwindigkeiten verringert. Zum Beispiel hat das JT8D, ein Bypass-Triebwerk, eine Strahlgeschwindigkeit von 1450 ft/sec, während das JT9D, ein Turbofan, Strahlgeschwindigkeiten von 885 ft/sec (kalt) und 1190 ft/sec (heiß) hat.
Das Aufkommen des Turbofans ersetzte das sehr charakteristische Düsengeräusch durch ein anderes Geräusch, das als "Buzz-Säge" -Geräusch bekannt ist. Der Ursprung sind die Stoßwellen, die beim Startschub von den Überschallbläserschaufeln ausgehen.
Kühlung
Eine ausreichende Wärmeübertragung weg von den Arbeitsteilen des Strahltriebwerks ist entscheidend für die Aufrechterhaltung der Festigkeit der Triebwerksmaterialien und die Gewährleistung einer langen Lebensdauer des Triebwerks.
Nach 2016 wird an der Entwicklung von Transpirationskühltechniken für Triebwerkskomponenten geforscht .
Betrieb
In einem Strahltriebwerk hat jeder Hauptrotationsabschnitt normalerweise ein separates Messgerät, das der Überwachung seiner Rotationsgeschwindigkeit gewidmet ist. Je nach Marke und Modell, kann ein Strahltriebwerk ein n 1 Messer, der überwacht den Niederdruckverdichterabschnitt und / oder die Lüftergeschwindigkeit in Turbofan - Triebwerken. Der Gasgeneratorabschnitt kann mit einer N 2 -Spur überwacht werden , während Motoren mit drei Spulen auch eine N 3 -Spur haben können . Jeder Motorabschnitt dreht sich mit vielen Tausend U/min. Ihre Messgeräte werden daher zur leichteren Anzeige und Interpretation in Prozent einer Nenndrehzahl und nicht in der tatsächlichen Drehzahl kalibriert.
Siehe auch
- Luftturboramjet
- Auswuchtmaschine
- Komponenten von Strahltriebwerken
- Raketentriebwerksdüse
- Raketenturbinentriebwerk
- Antrieb von Raumfahrzeugen
- Schubumkehr
- Turbojet-Entwicklung an der RAE
- Motor mit variablem Zyklus
- Wassereinspritzung (Motor)
Verweise
Literaturverzeichnis
- Brooks, David S. (1997). Vikings at Waterloo: Wartime Work on the Whittle Jet Engine von der Rover Company . Rolls-Royce Heritage Trust. ISBN 978-1-872922-08-9.
- Golley, John (1997). Entstehung des Jets: Frank Whittle und die Erfindung des Jet-Triebwerks . Crowood-Presse. ISBN 978-1-85310-860-0.
- Hügel, Philipp; Peterson, Carl (1992), Mechanics and Thermodynamics of Propulsion (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
- Medien zu Düsentriebwerken bei Wikimedia Commons
- Die Wörterbuchdefinition von Düsentriebwerk bei Wiktionary
- Medien über Düsentriebwerke von Rolls-Royce
- How Stuff Works Artikel über die Funktionsweise eines Gasturbinentriebwerks
- Einfluss des Strahltriebwerks auf die Luft- und Raumfahrtindustrie
- Ein Überblick über die Geschichte von Militärjettriebwerken , Anhang B, S. 97–120, in Military Jet Engine Acquisition (Rand Corp., 24 S., PDF)
- Grundlegendes Düsentriebwerk-Tutorial (QuickTime-Video)
- Ein Artikel über die Funktionsweise des Reaktionsmotors
- Das Flugzeug-Gasturbinentriebwerk und sein Betrieb: Installationstechnik . East Hartford, Connecticut: United Aircraft Corporation. Februar 1958 . Abgerufen am 29. September 2021 .