Turbofan - Turbofan

Animation eines Turbofans, der den Luftstrom und das Drehen der Schaufeln zeigt.
Animation eines 2-Spulen-High-Bypass-Turbofans
  1. Niederdruckschieber
  2. Hochdruckschieber
  3. Stationäre Komponenten
  1. Gondel
  2. Fan
  3. Niederdruckkompressor
  4. Hochdruckkompressor
  5. Brennkammer
  6. Hochdruckturbine
  7. Niederdruckturbine
  8. Kerndüse
  9. Fächerdüse

Der Turbofan oder Fanjet ist eine Art luftatmendes Strahltriebwerk , das im Flugzeugantrieb weit verbreitet ist . Das Wort "Turbofan" ist ein Portmanteau aus "Turbine" und "Fan": Der Turbo- Anteil bezieht sich auf ein Gasturbinentriebwerk, das mechanische Energie durch Verbrennung erzielt , und das Fan , ein Mantelgebläse , das die mechanische Energie der Gasturbine nutzt, um Luft nach hinten drücken. Während also die gesamte von einem Turbojet angesaugte Luft durch die Brennkammer und die Turbinen strömt, wird bei einem Turbofan ein Teil dieser Luft diese Komponenten umgangen. Ein Turbofan kann man sich daher als Turbojet vorstellen, der verwendet wird, um einen Mantelgebläse anzutreiben, wobei beide zum Schub beitragen .

Das Verhältnis des Luftmassenstroms, der den Triebwerkskern umgeht, zu dem Luftmassenstrom, der durch den Kern strömt, wird als Bypassverhältnis bezeichnet . Das Triebwerk erzeugt Schub durch eine Kombination dieser beiden Teile, die zusammenwirken; Triebwerke, die mehr Strahlschub im Verhältnis zum Fanschub verwenden, werden als Low-Bypass-Turbofans bezeichnet , umgekehrt werden diejenigen, die erheblich mehr Fanschub als Strahlschub haben, als High-Bypass bezeichnet . Die meisten heute verwendeten Düsentriebwerke der kommerziellen Luftfahrt sind vom Typ mit hohem Bypass, und die meisten modernen militärischen Jagdtriebwerke sind vom Typ mit niedrigem Bypass. Nachbrenner werden bei Turbofan-Triebwerken mit hohem Bypass nicht verwendet, können jedoch entweder bei Turbofan-Triebwerken mit niedrigem Bypass oder Turbojet- Triebwerken verwendet werden.

Moderne Turbofans haben entweder einen großen einstufigen Fan oder einen kleineren Fan mit mehreren Stufen. Eine frühe Konfiguration kombinierte eine Niederdruckturbine und einen Fan in einer einzigen Heckeinheit.

Grundsätze

Schematische Darstellung einer modernen 2-Spulen-Turbofan-Triebwerksinstallation in einer Gondel. Die Niederdruckspule ist blau und die Hochdruckspule orange.

Turbofans wurden erfunden, um die unerwünschte Eigenschaft von Turbojets zu umgehen, die für den Unterschallflug ineffizient sind. Um den Wirkungsgrad eines Turbojets zu erhöhen, wäre es naheliegend, die Brennertemperatur zu erhöhen, einen besseren Carnot-Wirkungsgrad zu erzielen und größere Kompressoren und Düsen einzubauen. Dies erhöht zwar den Schub etwas, der Abgasstrahl verlässt das Triebwerk jedoch mit noch höherer Geschwindigkeit, was bei Unterschallfluggeschwindigkeiten den größten Teil der zusätzlichen Energie mitnimmt und Kraftstoff verschwendet.

Stattdessen wird ein Turbojet verwendet, um einen Mantelgebläse anzutreiben , wobei beide zum Schub beitragen , wodurch ein Turbofan entsteht. Während die gesamte von einem Turbojet angesaugte Luft durch die Turbine (durch die Brennkammer ) strömt, wird bei einem Turbofan ein Teil dieser Luft an der Turbine vorbeigeführt.

Da die Turbine den Bläser zusätzlich antreiben muss, ist die Turbine größer und hat größere Druck- und Temperaturverluste, so dass die Düsen kleiner sind. Dies bedeutet, dass die Austrittsgeschwindigkeit des Kerns reduziert wird. Der Ventilator hat auch eine niedrigere Austrittsgeschwindigkeit, was viel mehr Schub pro Energieeinheit gibt (geringerer spezifischer Schub ). Die effektive Gesamtausstoßgeschwindigkeit der beiden Auspuffstrahlen kann der Fluggeschwindigkeit eines normalen Unterschallflugzeugs angenähert werden. Tatsächlich emittiert ein Turbofan eine große Luftmenge langsamer, während ein Turbojet eine geringere Luftmenge schneller ausstößt, was eine weit weniger effiziente Methode ist, den gleichen Schub zu erzeugen (siehe Abschnitt Effizienz unten).

Das Verhältnis des Luftmassenstroms, der den Triebwerkskern umgeht, im Vergleich zu dem Luftmassenstrom, der durch den Kern strömt, wird als Bypassverhältnis bezeichnet . Das Triebwerk erzeugt Schub durch eine Kombination dieser beiden Teile, die zusammenwirken; Triebwerke, die mehr Strahlschub im Verhältnis zum Fanschub verwenden, werden als Low-Bypass-Turbofans bezeichnet , umgekehrt werden diejenigen, die erheblich mehr Fanschub als Strahlschub haben, als High-Bypass bezeichnet . Die meisten heute verwendeten Düsentriebwerke der kommerziellen Luftfahrt sind vom Typ mit hohem Bypass, und die meisten modernen militärischen Jagdtriebwerke sind vom Typ mit niedrigem Bypass. Nachbrenner werden bei Turbofan-Triebwerken mit hohem Bypass nicht verwendet, können jedoch entweder bei Turbofan-Triebwerken mit niedrigem Bypass oder Turbojet- Triebwerken verwendet werden.

Bypass-Verhältnis

Das Bypassverhältnis (BPR) eines Turbofan-Triebwerks ist das Verhältnis zwischen dem Massendurchsatz des Bypassstroms zu dem in den Kern eintretenden Massendurchsatz. Ein Bypassverhältnis von 10:1 bedeutet beispielsweise, dass pro 1 kg Luft, die durch den Kern strömt, 10 kg Luft durch den Bypasskanal strömen.

Turbofan-Triebwerke werden normalerweise in Form von BPR beschrieben, die zusammen mit dem Gesamtdruckverhältnis, der Turbineneintrittstemperatur und dem Bläserdruckverhältnis wichtige Konstruktionsparameter sind. Darüber hinaus wird BPR für Turboprop- und ungedämpfte Bläserinstallationen angegeben, da ihr hoher Vortriebswirkungsgrad ihnen die Gesamtwirkungsmerkmale von Turbofans mit sehr hohem Bypass verleiht. Dadurch können sie zusammen mit Turbofans auf Plots dargestellt werden, die Trends zur Verringerung des spezifischen Kraftstoffverbrauchs (SFC) mit steigendem BPR zeigen. BPR kann auch für Hubgebläseinstallationen angegeben werden, bei denen der Gebläseluftstrom vom Triebwerk entfernt ist und nicht am Triebwerkskern vorbeiströmt.

Ein höherer BPR sorgt für einen geringeren Kraftstoffverbrauch bei gleichem Schub.

Wird die gesamte Gasleistung einer Gasturbine in einer Treibdüse in kinetische Energie umgewandelt, eignet sich das Flugzeug am besten für hohe Überschallgeschwindigkeiten. Wenn alles auf eine separate große Luftmasse mit geringer kinetischer Energie übertragen wird, ist das Flugzeug am besten für Nullgeschwindigkeit (Schwebeflug) geeignet. Bei dazwischenliegenden Geschwindigkeiten wird die Gasleistung zwischen einem separaten Luftstrom und dem eigenen Düsenstrom der Gasturbine in einem Verhältnis aufgeteilt, das die erforderliche Flugzeugleistung ergibt. Der Kompromiss zwischen Massenstrom und Geschwindigkeit wird auch bei Propellern und Hubschrauberrotoren durch den Vergleich von Scheibenbelastung und Leistungsbelastung gesehen. Zum Beispiel kann das gleiche Helikoptergewicht von einem Hochleistungsmotor und einem Rotor mit kleinem Durchmesser getragen werden oder, für weniger Kraftstoff, von einem Motor mit geringerer Leistung und einem größeren Rotor mit geringerer Geschwindigkeit durch den Rotor.

Bypass bezieht sich normalerweise auf die Übertragung von Gasenergie von einer Gasturbine auf einen Bypass-Luftstrom, um den Kraftstoffverbrauch und das Düsengeräusch zu reduzieren. Alternativ kann ein Nachverbrennungsmotor erforderlich sein, bei dem die einzige Anforderung für den Bypass darin besteht, Kühlluft bereitzustellen. Dies legt die untere Grenze für BPR fest, und diese Triebwerke wurden als "undichte" oder kontinuierliche Bleed-Turbojets (General Electric YJ-101 BPR 0,25) und Turbojets mit niedrigem BPR (Prat & Whitney PW1120) bezeichnet. Ein niedriger BPR (0,2) wurde auch verwendet, um eine Stoßspanne sowie eine Nachbrennerkühlung für den Pratt & Whitney J58 bereitzustellen .

Effizienz

Vergleich des Antriebswirkungsgrads für verschiedene Konfigurationen von Gasturbinentriebwerken

Propellertriebwerke sind am effizientesten für niedrige Geschwindigkeiten, Turbojet- Triebwerke – für hohe Geschwindigkeiten und Turbofan-Triebwerke – zwischen den beiden. Turbofans sind die effizientesten Triebwerke im Geschwindigkeitsbereich von etwa 500 bis 1.000 km/h (270 bis 540 kn; 310 bis 620 mph), der Geschwindigkeit, mit der die meisten Verkehrsflugzeuge arbeiten.

In einem Turbojet-Triebwerk (Zero-Bypass) wird das Abgas mit hoher Temperatur und hohem Druck durch Expansion durch eine Treibdüse beschleunigt und erzeugt den gesamten Schub. Der Verdichter nimmt die gesamte von der Turbine erzeugte mechanische Leistung auf. Bei einem Bypass-Design treiben zusätzliche Turbinen einen Mantelgebläse an , der die Luft von der Vorderseite des Motors nach hinten beschleunigt. Bei einem High-Bypass-Design erzeugen das Mantelgebläse und die Düse den größten Teil des Schubs. Turbofans sind im Prinzip eng mit Turboprops verwandt, da beide einen Teil der Gasleistung der Gasturbine unter Verwendung zusätzlicher Maschinen auf einen Bypassstrom übertragen, der weniger für die Umwandlung in kinetische Energie für die heiße Düse übrigbleibt. Turbofans stellen eine Zwischenstufe zwischen Turbojets dar , die ihren gesamten Schub aus Abgasen beziehen, und Turboprops, die minimalen Schub aus Abgasen beziehen (typischerweise 10 % oder weniger). Das Extrahieren der Wellenleistung und deren Übertragung auf einen Bypassstrom führt zu zusätzlichen Verlusten, die durch die verbesserte Antriebseffizienz mehr als wettgemacht werden. Der Turboprop bietet bei seiner besten Fluggeschwindigkeit erhebliche Kraftstoffeinsparungen gegenüber einem Turbojet, obwohl eine zusätzliche Turbine, ein Getriebe und ein Propeller zur verlustarmen Antriebsdüse des Turbojets hinzugefügt wurden. Der Turbofan hat im Vergleich zur Einzeldüse des Turbojets zusätzliche Verluste durch seine zusätzlichen Turbinen, den Fan, den Bypasskanal und die zusätzliche Treibdüse.

Schub

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 Schub ( F N ) hängt von der effektiven Abgasgeschwindigkeit des gesamten Abgases ab, wie bei jedem Strahltriebwerk, aber da zwei Abgasstrahlen vorhanden sind, kann die Schubgleichung wie folgt erweitert werden:

wo:

e = die Massenrate des heißen Verbrennungsabgasstroms vom Kerntriebwerk
o = Massenrate des gesamten Luftstroms, der in den Turbofan eintritt = c + f
c = die Massenrate der Ansaugluft, die zum Kerntriebwerk strömt
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

Düsen

Die Düsensysteme des Kaltkanals und des Kernkanals sind aufgrund der zwei Abgasströme relativ komplex.

Bei Triebwerken mit hohem Bypass befindet sich das Gebläse im Allgemeinen in einem kurzen Kanal nahe der Vorderseite des Triebwerks und hat typischerweise eine konvergente Kaltdüse, wobei das Ende des Kanals eine Düse mit niedrigem Druckverhältnis bildet, die unter normalen Bedingungen drosselt und Überschallströmungsmuster erzeugt der Kern.

Die Kerndüse ist konventioneller, erzeugt jedoch weniger Schub und kann je nach Designentscheidungen, wie beispielsweise Geräuscherwägungen, möglicherweise nicht drosseln.

Bei Motoren mit niedrigem Bypass können sich die beiden Ströme in den Kanälen vereinen und eine gemeinsame Düse teilen, die mit einem Nachbrenner ausgestattet werden kann.

Lärm

Chevrons auf einem Boeing 787 GE GEnx- Triebwerk von Air India

Der größte Teil des Luftstroms durch einen Turbofan mit hohem Nebenstrom ist ein Nebenstrom mit geringerer Geschwindigkeit: Selbst in Kombination mit den Triebwerksabgasen mit viel höherer Geschwindigkeit ist die durchschnittliche Abgasgeschwindigkeit erheblich niedriger als bei einem reinen Turbojet. Das Geräusch von Turbojet-Triebwerken ist hauptsächlich Strahlgeräusch aufgrund der hohen Abgasgeschwindigkeit, daher sind Turbofan-Triebwerke deutlich leiser als ein reiner Strahl mit dem gleichen Schub, und Strahlgeräusch ist nicht mehr die vorherrschende Quelle. Turbofan-Triebwerksgeräusch breitet sich sowohl stromaufwärts über den Einlass als auch stromabwärts über die Primärdüse und den Umgehungskanal aus. Weitere Geräuschquellen sind Lüfter, Verdichter und Turbine.

Moderne Verkehrsflugzeuge verwenden Triebwerke mit hohem Nebenstromverhältnis (HBPR) mit getrennten, nicht mischenden Abgassystemen mit kurzem Kanal. Ihr Geräusch ist auf die Geschwindigkeit, Temperatur und den Druck des Abgasstrahls zurückzuführen, insbesondere bei hohen Schubbedingungen, wie sie beim Start erforderlich sind. Die Hauptquelle für Strahlgeräusche ist die turbulente Mischung von Scherschichten im Abgas des Triebwerks. Diese Scherschichten enthalten Instabilitäten, die zu hochturbulenten Wirbeln führen, die die für den Schall verantwortlichen Druckschwankungen erzeugen. Um das mit der Strahlströmung verbundene Geräusch zu reduzieren, hat die Luft- und Raumfahrtindustrie versucht, die Turbulenz der Scherschicht zu unterbrechen und das erzeugte Gesamtgeräusch zu reduzieren.

Das Lüftergeräusch ist ein tonales Geräusch und seine Signatur hängt von der Lüfterdrehzahl ab:

  • bei niedriger Geschwindigkeit, wie beim Anflug, ist das Lüftergeräusch auf die Wechselwirkung der Schaufeln mit der verzerrten Strömung zurückzuführen, die in das Triebwerk eingespritzt wird;
  • bei hohen Triebwerksleistungen, wie beim Start, ist die Fanspitze Überschall, und dies ermöglicht die Ausbreitung intensiver rotorblockierter Kanalmoden stromaufwärts; Dieses Geräusch ist als "Summensäge" bekannt.

Alle modernen Turbofan-Triebwerke haben akustische Auskleidungen in der Gondel , um ihren Lärm zu dämpfen. Sie erstrecken sich so weit wie möglich, um die größte Fläche abzudecken. Die akustische Leistung des Motors kann experimentell durch Bodentests oder in speziellen Versuchsprüfständen bewertet werden.

In der Luft- und Raumfahrtindustrie ,Chevrons sind die Sägezahnmuster an den Hinterkanten einiger Düsen von Strahltriebwerken , die zur Geräuschreduzierung verwendet werden . Die geformten Kanten glätten das Mischen von heißer Luft aus dem Motorkern und kühlerer Luft, die durch den Motorlüfter strömt, wodurch geräuscherzeugende Turbulenzen reduziert werden. Chevrons wurden von Boeing mit Hilfe der NASA entwickelt . Einige bemerkenswerte Beispiele für solche Designs sind Boeing 787 und Boeing 747-8 – auf den Rolls-Royce Trent 1000- und General Electric GEnx- Triebwerken.

Geschichte

Rolls-Royce Conway Turbofan mit niedrigem Bypass von einer Boeing 707 . Die Bypassluft tritt aus den Rippen aus, während das Abgas aus dem Kern aus der zentralen Düse austritt. Dieses geriffelte Düsenrohrdesign ist eine geräuschreduzierende Methode, die von Frederick Greatorex bei Rolls-Royce entwickelt wurde
General Electric GEnx-2B Turbofan-Triebwerk von einer Boeing 747-8 . Blick in die äußere (treibende oder "kalte") Düse.

Frühe Turbojet-Triebwerke waren nicht sehr kraftstoffsparend, da ihr Gesamtdruckverhältnis und ihre Turbineneintrittstemperatur durch die damals verfügbare Technologie stark eingeschränkt waren.

Das erste Turbofan-Triebwerk, das nur auf einem Prüfstand gefahren wurde, war der deutsche Daimler-Benz DB 670 , vom NS-Luftfahrtministerium als 109-007 bezeichnet , mit einem Erstlaufdatum vom 27 Turbomaschinen mit Elektromotor, die am 1. April 1943 durchgeführt worden waren. Die Entwicklung des Motors wurde mit ungelösten Problemen aufgegeben, als sich die Kriegslage für Deutschland verschlechterte.

Später im Jahr 1943 testete der britische Boden den Metrovick F.3-Turbofan, der den Metrovick F.2- Turbojet als Gasgenerator verwendete, wobei die Abgase in ein motornahes Achterfan-Modul mündeten, das ein gegenläufiges ND-Turbinensystem umfasste, das zwei koaxiale gegenläufige Ventilatoren.

Verbesserte Materialien und die Einführung von Doppelkompressoren, wie bei den Triebwerken Bristol Olympus und Pratt & Whitney JT3C , erhöhten das Gesamtdruckverhältnis und damit den thermodynamischen Wirkungsgrad der Triebwerke. Sie hatten auch eine schlechte Antriebseffizienz, da reine Turbojets einen hohen spezifischen Schub / Hochgeschwindigkeitsausstoß haben, der für Überschallflug besser geeignet ist.

Die ursprünglichen Turbofan- Triebwerke mit niedrigem Bypass wurden entwickelt, um die Antriebseffizienz zu verbessern, indem die Abgasgeschwindigkeit auf einen Wert reduziert wird, der näher an der des Flugzeugs liegt. Der Rolls-Royce Conway , der weltweit erste Serien-Turbofan, hatte ein Bypassverhältnis von 0,3, ähnlich dem modernen General Electric F404 Jagdtriebwerk. Zivile Turbofan-Triebwerke der 1960er Jahre, wie der Pratt & Whitney JT8D und der Rolls-Royce Spey , hatten Bypass-Verhältnisse näher an 1 und ähnelten ihren militärischen Äquivalenten.

Das erste sowjetische Verkehrsflugzeug, das von Turbofan-Triebwerken angetrieben wurde, war die Tupolev Tu-124, die 1962 eingeführt wurde. Sie verwendete die Solowjew D-20 . 164 Flugzeuge wurden zwischen 1960 und 1965 für Aeroflot und andere Fluggesellschaften des Ostblocks produziert , von denen einige bis Anfang der 1990er Jahre im Einsatz waren.

Der erste Turbofan von General Electric war der Achterfan CJ805-23 , basierend auf dem Turbojet CJ805-3. Es folgte das hintere Fan General Electric CF700 Triebwerk mit einem 2,0 Bypassverhältnis. Dieser wurde vom General Electric J85/CJ610 Turbojet 2.850 lbf (12.700 N) abgeleitet, um das größere Modellflugzeug Rockwell Sabreliner 75/80 sowie den Dassault Falcon 20 anzutreiben , mit einer um etwa 50 % höheren Schubkraft auf 4.200 lbf (19.000 .). N). Der CF700 war der erste kleine Turbofan, der von der Federal Aviation Administration (FAA) zertifiziert wurde . Weltweit waren einst über 400 CF700-Flugzeuge mit einer Erfahrungsbasis von über 10 Millionen Betriebsstunden im Einsatz. Das CF700-Turbofan-Triebwerk wurde auch verwendet, um mondgebundene Astronauten im Projekt Apollo als Triebwerk für das Lunar Landing Research Vehicle auszubilden .

Übliche Formen

Turbofan mit niedrigem Bypass

Schematische Darstellung eines 2-Spulen-Turbofan-Triebwerks mit niedrigem Bypass und gemischtem Abgas, das die Niederdruck- (grün) und Hochdruck-(violett)-Spulen zeigt. Der Bläser (und die Booster-Stufen) werden von der Niederdruckturbine angetrieben, während der Hochdruckverdichter von der Hochdruckturbine angetrieben wird.

Ein Turbofan mit hohem spezifischem Schub/niedrigem Bypass-Verhältnis hat normalerweise einen mehrstufigen Fan, der ein relativ hohes Druckverhältnis entwickelt und somit eine hohe (gemischte oder kalte) Abgasgeschwindigkeit ergibt. Der Kernluftstrom muss groß genug sein, um ausreichend Kernleistung zum Antrieb des Lüfters bereitzustellen. Ein Zyklus mit kleinerem Kernstrom/höherem Bypassverhältnis kann erreicht werden, indem die Einlasstemperatur des Hochdruck-(HD)-Turbinenrotors erhöht wird.

Um einen Aspekt des Unterschieds eines Turbofans von einem Turbojet zu veranschaulichen, können sie wie bei einer Neutriebwerksbewertung bei demselben Luftstrom (um beispielsweise einen gemeinsamen Einlass aufrechtzuerhalten) und demselben Nettoschub (dh demselben spezifischen Schub) verglichen werden. . Ein Nebenstrom kann nur hinzugefügt werden, wenn die Turbineneintrittstemperatur nicht zu hoch ist, um den kleineren Kernstrom auszugleichen. Zukünftige Verbesserungen in der Turbinenkühlung/Materialtechnologie können eine höhere Turbineneinlasstemperatur ermöglichen, die aufgrund einer erhöhten Kühllufttemperatur notwendig ist, die aus einer Erhöhung des Gesamtdruckverhältnisses resultiert .

Der resultierende Turbofan mit vernünftigen Wirkungsgraden und Kanalverlusten für die hinzugefügten Komponenten würde wahrscheinlich bei einem höheren Düsendruckverhältnis als der Turbojet arbeiten, jedoch mit einer niedrigeren Abgastemperatur, um den Nettoschub beizubehalten. Da der Temperaturanstieg über das gesamte Triebwerk (Einlass bis Düse) geringer wäre, würde auch der (Trockenleistungs-)Kraftstofffluss reduziert, was zu einem besseren spezifischen Kraftstoffverbrauch (SFC) führt.

Einige militärische Turbofans mit niedrigem Bypass-Verhältnis (zB F404 , JT8D ) haben variable Einlassleitschaufeln, um Luft auf die erste Fan-Rotorstufe zu leiten. Dies verbessert die Lüfterstoßrand ein (siehe Kompressorkarte ).

Nachbrennender Turbofan

Pratt & Whitney F119 Turbofan mit Nachverbrennung im Test

Seit den 1970er Jahren sind die meisten Düsenjäger- Triebwerke Turbofans mit niedrigem/mittlerem Bypass mit gemischtem Abgas, Nachbrenner und variabler Enddüse. Ein Nachbrenner ist eine Brennkammer, die stromabwärts der Turbinenschaufeln und direkt stromaufwärts der Düse angeordnet ist und Brennstoff aus nachbrennerspezifischen Brennstoffeinspritzdüsen verbrennt. Beim Anzünden werden im Nachbrenner enorme Kraftstoffmengen verbrannt, wodurch die Temperatur der Abgase erheblich ansteigt, was zu einer höheren Abgasgeschwindigkeit/einem spezifischen Triebwerksschub führt. Die Düse mit variabler Geometrie muss sich zu einem größeren Halsbereich öffnen, um den zusätzlichen Volumenstrom aufzunehmen, wenn der Nachbrenner gezündet wird. Afterburning ist oft darauf ausgelegt, einen signifikanten Schubschub für Start, transsonische Beschleunigung und Kampfmanöver zu geben, ist aber sehr treibstoffintensiv. Folglich kann die Nachverbrennung nur für kurze Abschnitte einer Mission verwendet werden.

Anders als bei der Hauptmaschine, bei der die stöchiometrischen Temperaturen in der Brennkammer reduziert werden müssen, bevor sie die Turbine erreichen, ist ein Nachbrenner bei maximaler Brennstoffzufuhr so ​​ausgelegt, dass er am Eintritt in die Düse stöchiometrische Temperaturen von etwa 2.100 K (3.800 °R; 3.300 °F .) erzeugt ; 1800 °C). Bei einem festen Gesamtkraftstoff-Luft-Verhältnis ist der Gesamtkraftstoffstrom für einen gegebenen Bläserluftstrom der gleiche, ungeachtet des spezifischen Trockenschubs des Triebwerks. Ein Turbofan mit hohem spezifischem Schub hat jedoch definitionsgemäß ein höheres Düsendruckverhältnis, was zu einem höheren Nachverbrennungs-Nettoschub und daher zu einem geringeren spezifischen Nachverbrennungskraftstoffverbrauch (SFC) führt. Triebwerke mit hohem spezifischem Schub haben jedoch einen hohen Trocken-SFC. Die Situation ist umgekehrt für einen Turbofan mit mittlerem spezifischem Schub nachverbrennung: dh schlechter nachbrennender SFC/guter trockener SFC. Das erstgenannte Triebwerk ist für ein Kampfflugzeug geeignet, das längere Zeit im Nachbrennkampf verbleiben muss, aber nur relativ nahe am Flugplatz kämpfen muss (zB grenzüberschreitende Gefechte). Letzteres Triebwerk ist besser für ein Flugzeug, das eine gewisse Distanz zurücklegen oder lange herumlungern muss, bevor es in den Kampf geht. Der Pilot kann es sich jedoch leisten, nur für kurze Zeit in der Nachverbrennung zu bleiben, bevor die Treibstoffreserven des Flugzeugs gefährlich knapp werden.

Das erste serienmäßige Turbofan-Triebwerk mit Nachverbrennung war das Pratt & Whitney TF30 , das zunächst die F-111 Aardvark und die F-14 Tomcat antrieb . Zu den aktuellen militärischen Turbofans mit niedrigem Bypass gehören der Pratt & Whitney F119 , der Eurojet EJ200 , der General Electric F110 , der Klimov RD-33 und der Saturn AL-31 , die alle über einen gemischten Auspuff, Nachbrenner und eine variable Treibdüse verfügen.

Turbofan mit hohem Bypass

Schematische Darstellung eines 2-Spulen-Hochbypass-Turbofan-Triebwerks mit unvermischtem Abgas. Die Niederdruckspule ist grün und die Hochdruckspule violett gefärbt. Auch hier werden der Bläser (und die Booster-Stufen) von der Niederdruckturbine angetrieben, es werden jedoch mehr Stufen benötigt. Heutzutage wird häufig ein Mischauspuff verwendet.

Um den Treibstoffverbrauch zu steigern und den Lärm zu reduzieren, werden fast alle heutigen Düsenflugzeuge und die meisten militärischen Transportflugzeuge (zB die C-17 ) von Turbofans mit niedrigem spezifischem Schub/hohem Bypass-Verhältnis angetrieben. Diese Triebwerke entwickelten sich aus den Turbofans mit hohem spezifischem Schub und niedrigem Bypass-Verhältnis, die in den 1960er Jahren in solchen Flugzeugen verwendet wurden. Moderne Kampfflugzeuge neigen dazu, Turbofans mit niedrigem Bypass-Verhältnis zu verwenden, und einige militärische Transportflugzeuge verwenden Turboprops .

Geringer spezifischer Schub wird durch den Austausch des mehrstufigen Ventilators durch ein einstufiges Aggregat erreicht. Im Gegensatz zu einigen Militärtriebwerken fehlen modernen zivilen Turbofans stationäre Einlassleitschaufeln vor dem Fanrotor. Der Ventilator ist skaliert, um den gewünschten Nettoschub zu erreichen.

Der Kern (oder Gasgenerator) des Triebwerks muss genügend Leistung erzeugen, um den Lüfter bei seinem Auslegungsdurchfluss und Druckverhältnis anzutreiben. Verbesserungen in der Turbinenkühlung/Materialtechnologie ermöglichen eine höhere (HP) Turbinenrotor-Einlasstemperatur, was einen kleineren (und leichteren) Kern ermöglicht und (potentiell) den thermischen Wirkungsgrad des Kerns verbessert. Den Kernmassenstrom zu reduzieren tendiert dazu , die Last auf der ND - Turbine zu erhöhen, so dass diese Einheit zusätzliche Stufen erfordert die durchschnittliche zu reduzieren Stufenbelastung und LP Turbinenwirkungsgrad aufrechtzuerhalten. Eine Reduzierung des Kerndurchflusses erhöht auch das Bypassverhältnis. Bypass-Verhältnisse von mehr als 5:1 werden immer häufiger; der Pratt & Whitney PW1000G , der 2016 in den kommerziellen Dienst ging, erreicht 12,5:1.

Weitere Verbesserungen des thermischen Wirkungsgrades des Kerns können durch Erhöhen des Gesamtdruckverhältnisses des Kerns erreicht werden. Eine verbesserte Schaufelaerodynamik reduziert die Anzahl zusätzlich erforderlicher Verdichterstufen. Variable Geometrie (dh Statoren ) ermöglichen es Kompressoren mit hohem Druckverhältnis, bei allen Drosseleinstellungen stoßfrei zu arbeiten.

Schnittbild des General Electric CF6 -6 Motors

Das erste (experimentelle) High-Bypass-Turbofan-Triebwerk wurde am 13. Februar 1964 von AVCO-Lycoming gebaut und betrieben . Kurz darauf wurde die General Electric TF39 das erste Serienmodell, das für den Antrieb des militärischen Transportflugzeugs Lockheed C-5 Galaxy entwickelt wurde. Das zivile CF6- Triebwerk von General Electric verwendet ein abgeleitetes Design. Andere High-Bypass-Turbofans sind der Pratt & Whitney JT9D , der Dreiwellen- Rolls-Royce RB211 und der CFM International CFM56 ; auch der kleinere TF34 . Zu den neueren großen Turbofans mit hohem Nebenstrom gehören der Pratt & Whitney PW4000 , der Dreiwellen- Rolls-Royce Trent , der General Electric GE90 / GEnx und der GP7000 , die gemeinsam von GE und P&W hergestellt werden.

Je niedriger der spezifische Schub eines Turbofans ist, desto geringer ist die mittlere Strahlaustrittsgeschwindigkeit, was wiederum zu einer hohen Schubabfallrate führt (dh abnehmender Schub mit zunehmender Fluggeschwindigkeit). Siehe technische Diskussion unten, Punkt 2. Folglich erzeugt ein Triebwerk, das so bemessen ist, dass es ein Flugzeug mit hoher Unterschallfluggeschwindigkeit (zB Mach 0,83) antreibt, einen relativ hohen Schub bei niedriger Fluggeschwindigkeit, wodurch die Landebahnleistung verbessert wird. Triebwerke mit niedrigem spezifischem Schub haben tendenziell ein hohes Bypassverhältnis, aber dies ist auch eine Funktion der Temperatur des Turbinensystems.

Die Turbofans von zweimotorigen Verkehrsflugzeugen sind außerdem leistungsstärker, um mit dem Verlust eines Triebwerks beim Start fertig zu werden, was den Nettoschub des Flugzeugs um mehr als die Hälfte reduziert (ein ausgefallenes Triebwerk mit hohem Bypass erzeugt viel Widerstand, was einen negativen Nettoschub bedeutet, während die ein anderes Triebwerk hat immer noch 100 % Nettoschub, was dazu führt, dass der Nettoschub beider Triebwerke zusammen deutlich unter 50 % liegt. Moderne zweimotorige Verkehrsflugzeuge steigen normalerweise unmittelbar nach dem Start sehr steil auf. Wenn ein Triebwerk ausfällt, ist der Steigflug viel flacher, aber ausreichend, um Hindernisse in der Flugbahn zu überwinden.

Die Triebwerkstechnologie der Sowjetunion war weniger fortschrittlich als die des Westens, und ihr erstes Großraumflugzeug, die Iljuschin Il-86 , wurde von Low-Bypass-Triebwerken angetrieben. Die Yakovlev Yak-42 , ein Mittelstreckenflugzeug mit Heckmotor für bis zu 120 Passagiere, wurde 1980 eingeführt und war das erste sowjetische Flugzeug mit High-Bypass-Triebwerken.

Turbofan-Konfigurationen

Turbofan-Triebwerke gibt es in einer Vielzahl von Triebwerkskonfigurationen. Für einen gegebenen Triebwerkszyklus (dh gleicher Luftstrom, Bypassverhältnis, Bläserdruckverhältnis, Gesamtdruckverhältnis und HD-Turbinenrotor-Einlasstemperatur) hat die Wahl der Turbofan-Konfiguration wenig Einfluss auf die Auslegungspunktleistung (z. B. Nettoschub, SFC). , solange die Gesamtleistung der Komponenten erhalten bleibt. Leistung und Stabilität außerhalb des Designs werden jedoch von der Motorkonfiguration beeinflusst.

Das Grundelement eines Turbofans ist eine Spule , eine einzelne Kombination aus Fan/Kompressor, Turbine und Welle, die mit einer einzigen Geschwindigkeit rotieren. Bei gegebenem Druckverhältnis kann die Pumpgrenze durch zwei unterschiedliche Auslegungspfade erhöht werden:

  1. Aufteilen des Kompressors in zwei kleinere Spulen, die sich mit unterschiedlichen Geschwindigkeiten drehen, wie beim J57 ; oder
  2. Einstellung der Statorschaufelneigung, typischerweise in den vorderen Stufen, wie beim J79 .

Die meisten modernen westlichen zivilen Turbofans verwenden einen Hochdruckkompressor mit relativ hohem Druckverhältnis (HP) mit vielen Reihen variabler Statoren, um die Pumpgrenze bei niedrigen Drehzahlen zu steuern. Bei der RB211 / Trent mit drei Spulen ist das Kernkompressionssystem zweigeteilt, wobei der IP-Kompressor, der den HD-Kompressor auflädt, auf einer anderen koaxialen Welle sitzt und von einer separaten (IP) Turbine angetrieben wird. Da der HD-Kompressor über ein bescheidenes Druckverhältnis verfügt, kann seine Drehzahl ohne variable Geometrie stoßfrei reduziert werden. Da jedoch eine flache IP-Kompressor-Arbeitslinie unvermeidlich ist, verfügt der IPC bei allen Varianten über eine Stufe mit variabler Geometrie, mit Ausnahme des -535, der keine hat.

Einwellen-Turbofan

Obwohl der Einwellen-Turbofan bei weitem nicht üblich ist, ist er wahrscheinlich die einfachste Konfiguration, bestehend aus einem Fan und einem Hochdruckverdichter, die von einer einzigen Turbineneinheit angetrieben werden, alle auf derselben Spule. Die Snecma M53 , die das Kampfflugzeug Dassault Mirage 2000 antreibt, ist ein Beispiel für einen einwelligen Turbofan. Trotz der Einfachheit der Turbomaschinenkonfiguration erfordert der M53 einen Mischer mit variabler Fläche, um den Teillastbetrieb zu erleichtern.

Achterfan-Turbofan

Einer der frühesten Turbofans war ein Derivat des General Electric J79- Turbojets, bekannt als CJ805-23 , der eine integrierte hintere Fan/Niederdruck-(LP)-Turbineneinheit im Abgasstrahlrohr des Turbojets aufwies. Heißes Gas aus dem Abgas der Turbojet-Turbine expandierte durch die ND-Turbine, wobei die Fanschaufeln eine radiale Verlängerung der Turbinenschaufeln sind. Diese Hecklüfterkonfiguration wurde später im General Electric GE36 UDF (Profan) Demonstrator der frühen 80er Jahre genutzt. Eines der Probleme bei der Konfiguration des hinteren Bläsers war die Leckage von heißem Gas von der ND-Turbine zum Bläser.

Basic Zweispulen

Viele Turbofans haben zumindest eine grundlegende Zwei-Spulen-Konfiguration, bei der sich der Bläser auf einer separaten Niederdruck-(LP)-Scheibe befindet, die konzentrisch mit der Verdichter- oder Hochdruck-(HP)-Scheibe läuft; der ND-Kolben läuft mit einer geringeren Winkelgeschwindigkeit , während sich der HD-Kolben schneller dreht und sein Kompressor einen Teil der Luft für die Verbrennung weiter verdichtet. Das BR710 ist typisch für diese Konfiguration. Bei den kleineren Schubgrößen kann die HP-Kompressorkonfiguration anstelle einer ausschließlich axialen Beschaufelung axial-zentrifugal (zB CFE CFE738 ), doppelzentrifugal oder sogar diagonal/zentrifugal (zB Pratt & Whitney Canada PW600 ) sein.

Boosted Zweispulen

Höhere Gesamtdruckverhältnisse können erreicht werden, indem entweder das Druckverhältnis des HD-Verdichters erhöht wird oder Verdichterstufen (ohne Bypass) oder T-Stufen zum ND-Schieber zwischen dem Gebläse und dem HD-Verdichter hinzugefügt werden , um letzteren zu verstärken. Alle großen amerikanischen Turbofans (zB General Electric CF6 , GE90 , GE9X und GEnx sowie Pratt & Whitney JT9D und PW4000 ) verfügen über T-Stufen. Der Rolls-Royce BR715 ist ein nicht-amerikanisches Beispiel dafür. Die in modernen zivilen Turbofans verwendeten hohen Bypass-Verhältnisse neigen dazu, den relativen Durchmesser der T-Stufen zu verringern, wodurch ihre mittlere Spitzengeschwindigkeit verringert wird. Folglich werden mehr T-Stufen benötigt, um den notwendigen Druckanstieg zu entwickeln.

Dreispulen

Rolls-Royce wählte für seine großen zivilen Turbofans (dh die RB211- und Trent- Familien) eine Drei-Spulen-Konfiguration , bei der die T-Stufen der aufgeladenen Zwei-Spulen-Konfiguration in eine separate Mitteldruck-(IP)-Spule aufgeteilt sind, die von ihrem eigene Turbine. Das erste Drei-Spulen-Triebwerk war der frühere Rolls-Royce RB.203 Trent von 1967.

Der Garrett ATF3 , der den Dassault Falcon 20 Business Jet antreibt , hat ein ungewöhnliches Drei-Spulen-Layout mit einer Achterspule, die nicht konzentrisch zu den beiden anderen ist.

Ivchenko Design Bureau wählte die gleiche Konfiguration wie Rolls-Royce für sein Lotarev D-36- Triebwerk, gefolgt von Lotarev/Progress D-18T und Progress D-436 .

Der militärische Turbofan Turbo-Union RB199 hat ebenfalls eine Drei-Spulen-Konfiguration, ebenso wie die militärischen Kuznetsov NK-25 und NK-321 .

Getriebelüfter

Getriebefan. Das Getriebe ist mit 2 gekennzeichnet.

Wenn das Bypass-Verhältnis zunimmt, nimmt die Geschwindigkeit der Lüfterschaufelspitzen relativ zur LPT-Schaufelgeschwindigkeit zu. Dadurch wird die LPT-Schaufeldrehzahl reduziert, wodurch mehr Turbinenstufen benötigt werden, um genügend Energie zum Antrieb des Lüfters zu gewinnen. Durch die Einführung eines (Planeten-)Untersetzungsgetriebes mit einem geeigneten Übersetzungsverhältnis zwischen der ND-Welle und dem Lüfter können sowohl der Lüfter als auch die ND-Turbine mit ihren optimalen Drehzahlen betrieben werden. Beispiele für diese Konfiguration sind der alteingesessene Garrett TFE731 , der Honeywell ALF 502 /507 und der neuere Pratt & Whitney PW1000G .

Militärische Turbofans

Motoreinlass an einem Dassault/Dornier Alpha Jet – Das Profil der Einlasslippe und der Innenkanäle minimiert die Strömungsverluste, wenn die Luft zum Kompressor strömt

Die meisten der oben diskutierten Konfigurationen werden in zivilen Turbofans verwendet, während moderne militärische Turbofans (z. B. Snecma M88 ) normalerweise einfache Zweispulen sind.

Hochdruckturbine

Die meisten zivilen Turbofans verwenden eine hocheffiziente, zweistufige HD-Turbine, um den HD-Kompressor anzutreiben. Das CFM International CFM56 verwendet einen alternativen Ansatz: eine einstufige Hochleistungseinheit. Obwohl dieser Ansatz wahrscheinlich weniger effizient ist, werden Kühlluft, Gewicht und Kosten eingespart.

Bei den 3-Spulen-Motoren der Baureihen RB211 und Trent ist das Druckverhältnis des HD-Kompressors bescheiden, sodass nur eine einzige HD-Turbinenstufe erforderlich ist. Moderne militärische Turbofans neigen auch dazu, eine einzelne HD-Turbinenstufe und einen bescheidenen HD-Kompressor zu verwenden.

Niederdruckturbine

Moderne zivile Turbofans haben mehrstufige ND-Turbinen (irgendwo von 3 bis 7). Die Anzahl der erforderlichen Stufen hängt vom Motorzyklus-Bypassverhältnis und der Aufladung (bei aufgeladenen Zweispulen) ab. Ein Getriebelüfter kann bei einigen Anwendungen die Anzahl der erforderlichen LPT-Stufen reduzieren. Aufgrund der viel niedrigeren verwendeten Bypass-Verhältnisse benötigen militärische Turbofans nur eine oder zwei ND-Turbinenstufen.

Gesamtleistung

Zyklusverbesserungen

Betrachten Sie einen gemischten Turbofan mit einem festen Bypassverhältnis und Luftstrom. Die Erhöhung des Gesamtdruckverhältnisses des Verdichtungssystems erhöht die Brennkammereintrittstemperatur. Daher kommt es bei einem festen Brennstofffluss zu einem Anstieg der (HP) Turbinenrotor-Einlasstemperatur. Obwohl der höhere Temperaturanstieg über das Kompressionssystem einen größeren Temperaturabfall über dem Turbinensystem impliziert, wird die Mischdüsentemperatur nicht beeinflusst, da dem System die gleiche Wärmemenge zugeführt wird. Es kommt jedoch zu einem Anstieg des Düsendrucks, da das Gesamtdruckverhältnis schneller ansteigt als das Turbinenexpansionsverhältnis, was zu einem Anstieg des Eingangsdrucks des heißen Mischers führt. Folglich steigt der Nettoschub, während der spezifische Treibstoffverbrauch (Fuelflow/Nettoschub) abnimmt. Ein ähnlicher Trend tritt bei ungemischten Turbofans auf.

So können Turbofans kraftstoffeffizienter gemacht werden, indem das Gesamtdruckverhältnis und die Turbinenrotor-Einlasstemperatur gleichzeitig erhöht werden. Es sind jedoch bessere Turbinenmaterialien oder eine verbesserte Leitschaufel-/Schaufelkühlung erforderlich, um den Anstieg sowohl der Turbinenrotor-Einlasstemperatur als auch der Verdichterabgabetemperatur zu bewältigen. Eine Erhöhung des letzteren kann bessere Kompressormaterialien erfordern.

Das Gesamtdruckverhältnis kann erhöht werden, indem das Druckverhältnis des Ventilators (oder) des ND-Kompressor-Druckverhältnisses oder des HD-Kompressor-Druckverhältnisses verbessert wird. Wenn letzteres konstant gehalten wird, impliziert die Erhöhung der (HP) Kompressor-Fördertemperatur (von der Erhöhung des Gesamtdruckverhältnisses) eine Erhöhung der mechanischen HP-Drehzahl. Stressbetrachtungen können diesen Parameter jedoch einschränken, was trotz einer Erhöhung des Gesamtdruckverhältnisses eine Verringerung des Druckverhältnisses des HD-Kompressors impliziert.

Gemäß einer einfachen Theorie kann, wenn das Verhältnis von Turbinenrotor-Einlasstemperatur/(HP)-Verdichterliefertemperatur beibehalten wird, die Verengungsfläche der HD-Turbine beibehalten werden. Dies setzt jedoch voraus, dass Zyklusverbesserungen erzielt werden, während die Bezugs-(HP)-Kompressoraustrittsströmungsfunktion (dimensionale Strömung) beibehalten wird. In der Praxis würden Änderungen der dimensionslosen Drehzahl des (HP)-Kompressors und der Kühlabzapfabsaugung diese Annahme wahrscheinlich ungültig machen, was eine Anpassung des Halsbereichs der HD-Turbine unvermeidlich machen würde. Dies bedeutet, dass die Leitschaufeln der HD-Turbinendüsen vom Original abweichen müssen. Aller Wahrscheinlichkeit nach müssten die nachgeschalteten Leitschaufeln der ND-Turbinen ohnehin gewechselt werden.

Schubwachstum

Schubwachstum wird durch Erhöhung der Kernleistung erreicht . Es stehen zwei grundlegende Routen zur Verfügung:

  1. Heiße Route: Einlasstemperatur des HD-Turbinenrotors erhöhen
  2. Kalte Route: Kernmassenstrom erhöhen

Beide Routen erfordern eine Erhöhung des Brennkammerbrennstoffstroms und daher der dem Kernstrom zugeführten Wärmeenergie.

Die heiße Route kann Änderungen der Turbinenschaufel-/Leitschaufelmaterialien oder eine bessere Schaufel-/Leitschaufelkühlung erfordern. Die kalte Route kann auf eine der folgenden Weisen erreicht werden:

  1. Hinzufügen von T-Stufen zur LP/IP-Komprimierung
  2. Hinzufügen einer Nullstufe zur HP-Kompression
  3. Verbesserung des Verdichtungsprozesses, ohne Stufen hinzuzufügen (zB höheres Lüfternabendruckverhältnis)

All dies erhöht sowohl das Gesamtdruckverhältnis als auch den Kernluftstrom.

Alternativ kann die Kerngröße erhöht werden, um den Kernluftstrom zu erhöhen, ohne das Gesamtdruckverhältnis zu ändern. Dieser Weg ist teuer, da auch ein neues (aufwärts angeströmtes) Turbinensystem (und möglicherweise ein größerer IP-Verdichter) erforderlich ist.

Auch am Lüfter müssen Änderungen vorgenommen werden, um die zusätzliche Kernleistung aufzunehmen. Bei einem zivilen Triebwerk bedeuten Strahlgeräuschüberlegungen, dass jede signifikante Erhöhung des Startschubs von einer entsprechenden Erhöhung des Bläsermassenstroms begleitet werden muss (um einen spezifischen T/O-Schub von etwa 30 lbf/lb/s aufrechtzuerhalten).

Technische Diskussion

  1. Der spezifische Schub (Nettoschub/Einlassluftstrom) ist ein wichtiger Parameter für Turbofans und Strahltriebwerke im Allgemeinen. Stellen Sie sich einen Ventilator vor (angetrieben von einem Elektromotor entsprechender Größe), der in einem Rohr arbeitet, das mit einer Treibdüse verbunden ist. Es ist ziemlich offensichtlich, dass die Strahlgeschwindigkeit und der entsprechende spezifische Schub umso höher sind, je höher das Fan-Druckverhältnis (Fan-Austrittsdruck/Fan-Einlassdruck) ist. Stellen Sie sich nun vor, wir ersetzen diese Anordnung durch einen gleichwertigen Turbofan – gleicher Luftstrom und gleiches Lüfterdruckverhältnis. Offensichtlich muss der Kern des Turbofans ausreichend Leistung liefern, um den Fan über die Niederdruckturbine (ND) anzutreiben. Wenn wir eine niedrige (HP) Turbineneintrittstemperatur für den Gasgenerator wählen, muss der Kernluftstrom relativ hoch sein, um dies zu kompensieren. Das entsprechende Bypassverhältnis ist daher relativ gering. Wenn wir die Turbineneintrittstemperatur erhöhen, kann der Kernluftstrom kleiner sein, wodurch das Bypass-Verhältnis erhöht wird. Eine Erhöhung der Turbineneinlasstemperatur erhöht tendenziell den thermischen Wirkungsgrad und verbessert daher die Kraftstoffeffizienz.
  2. Natürlich nimmt mit zunehmender Höhe die Luftdichte und damit der Nettoschub eines Triebwerks ab. Es gibt auch einen Fluggeschwindigkeitseffekt, der als Schubabfallrate bezeichnet wird. Betrachten Sie noch einmal die ungefähre Gleichung für den Nettoschub:


    Bei einem Triebwerk mit hohem spezifischem Schub (z. B. Jagdflugzeug) ist die Strahlgeschwindigkeit relativ hoch, sodass man intuitiv erkennen kann, dass eine Erhöhung der Fluggeschwindigkeit einen geringeren Einfluss auf den Nettoschub hat als ein Triebwerk mit mittlerem spezifischem Schub (z. B. Trainer), wobei die Strahlgeschwindigkeit ist geringer. Der Einfluss der Schubabfallrate auf ein Triebwerk mit niedrigem spezifischem Schub (z. B. zivile) ist noch schwerwiegender. Bei hohen Fluggeschwindigkeiten können Triebwerke mit hohem spezifischem Schub durch den Stößelanstieg im Einlass Nettoschub aufnehmen, aber dieser Effekt nimmt bei Überschallgeschwindigkeit aufgrund von Stoßwellenverlusten tendenziell ab.
  3. Das Schubwachstum bei zivilen Turbofans wird normalerweise durch Erhöhen des Fan-Luftstroms erreicht, wodurch verhindert wird, dass das Strahlgeräusch zu hoch wird. Der größere Lüfterluftstrom erfordert jedoch mehr Leistung vom Kern. Dies kann erreicht werden, indem das Gesamtdruckverhältnis (Brennkammereinlassdruck/Einlassförderdruck) erhöht wird, um mehr Luft in den Kern zu strömen, und durch Erhöhen der Turbineneinlasstemperatur. Zusammen neigen diese Parameter dazu, die thermische Kerneffizienz zu erhöhen und die Kraftstoffeffizienz zu verbessern.
  4. Einige zivile Turbofans mit hohem Bypass-Verhältnis verwenden ein extrem niedriges Flächenverhältnis (weniger als 1,01), konvergent-divergent, Düsen am Bypass-(oder gemischten Abgas-)Strom, um die Fan-Arbeitsleitung zu steuern. Die Düse verhält sich, als ob sie eine variable Geometrie hätte. Bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten ist die Düse unverdrosselt (weniger als eine Mach-Zahl von Eins), so dass das Abgas beschleunigt wird, wenn es sich dem Hals nähert, und dann leicht verlangsamt, wenn es den divergenten Abschnitt erreicht. Folglich steuert der Düsenaustrittsbereich die Bläserübereinstimmung und zieht, da er größer als der Hals ist, die Bläserarbeitslinie etwas vom Pumpen weg. Bei höheren Fluggeschwindigkeiten erhöht der Stößelanstieg im Einlass das Düsendruckverhältnis bis zu dem Punkt, an dem der Hals verstopft wird (M = 1,0). Unter diesen Umständen bestimmt der Halsbereich die Lüfterübereinstimmung und drückt, da er kleiner als der Ausgang ist, die Lüfterarbeitslinie leicht in Richtung Druckstoß. Dies ist kein Problem, da bei hohen Fluggeschwindigkeiten die Spannkraft des Gebläses viel besser ist.
  5. Das Off-Design-Verhalten von Turbofans ist unter Verdichterkennfeld und Turbinenkennfeld dargestellt .
  6. Da moderne zivile Turbofans mit niedrigem spezifischen Schub arbeiten, benötigen sie nur eine einzige Fanstufe, um das erforderliche Fan-Druckverhältnis zu entwickeln. Das gewünschte Gesamtdruckverhältnis für den Motorzyklus wird üblicherweise durch mehrere axiale Stufen der Kernkompression erreicht. Rolls-Royce neigt dazu, die Kernkompression in zwei Teile aufzuteilen, wobei ein Zwischendruck (IP) den HD-Kompressor auflädt, wobei beide Einheiten von Turbinen mit einer Stufe angetrieben werden, die auf separaten Wellen montiert sind. Folglich braucht der HD-Kompressor nur ein bescheidenes Druckverhältnis (z. B. ~4,5:1) zu entwickeln. US-Zivilmotoren verwenden viel höhere HP-Kompressordruckverhältnisse (z. B. ~23:1 beim General Electric GE90 ) und neigen dazu, von einer zweistufigen HP-Turbine angetrieben zu werden. Trotzdem sind in der Regel einige IP-Axialstufen auf der ND-Welle hinter dem Ventilator montiert, um das Kernkompressionssystem weiter aufzuladen. Zivile Triebwerke haben mehrstufige ND-Turbinen, wobei die Anzahl der Stufen durch das Bypassverhältnis, die Höhe der IP-Kompression auf der ND-Welle und die Drehzahl der ND-Turbinenschaufel bestimmt wird.
  7. Da militärische Triebwerke in der Regel sehr schnell auf Meereshöhe fliegen müssen, wird die Grenze der HP-Kompressor-Liefertemperatur bei einem relativ bescheidenen Auslegungs-Gesamtdruckverhältnis im Vergleich zu einem zivilen Triebwerk erreicht. Auch das Gebläsedruckverhältnis ist relativ hoch, um einen mittleren bis hohen spezifischen Schub zu erreichen. Folglich haben moderne militärische Turbofans meist nur 5 oder 6 PS Verdichterstufen und benötigen nur eine einstufige HD Turbine. Militärische Turbofans mit niedrigem Bypass-Verhältnis haben normalerweise eine ND-Turbinenstufe, aber Triebwerke mit höherem Bypass-Verhältnis benötigen zwei Stufen. Theoretisch könnte durch Hinzufügen von IP-Verdichterstufen ein moderner militärischer Turbofan-HP-Verdichter in einem zivilen Turbofan-Derivat verwendet werden, aber der Kern wäre für Anwendungen mit hohem Schub tendenziell zu klein.

Verbesserungen

Aerodynamische Modellierung

Aerodynamik ist eine Mischung aus Unterschall , transonic und Überschallluftstrom auf einer einzigen Lüfter / Gasverdichter Klinge in einem modernen Turbofan. Der Luftstrom an den Schaufeln muss innerhalb enger Winkelgrenzen gehalten werden, damit die Luft gegen einen steigenden Druck strömt. Sonst kommt die Luft wieder aus dem Einlass.

Die Full Authority Digital Engine Control (FADEC) benötigt genaue Daten zur Steuerung des Motors. Die kritische Turbineneinlasstemperatur (TIT) ist mit 1.700 °C (3.100 °F) und 17 bar (250 psi) eine zu raue Umgebung für zuverlässige Sensoren . Daher wird während der Entwicklung eines neuen Motortyps eine Beziehung zwischen einer leichter messbaren Temperatur wie der Abgastemperatur und der TIT hergestellt. Die Überwachung der Abgastemperatur wird dann verwendet, um sicherzustellen, dass der Motor nicht zu heiß läuft.

Klingentechnologie

Eine 100 g (3,5 oz) Turbinenschaufel wird 1.700 °C (3.100 °F) bei 17 bar (250 psi) und einer Fliehkraft von 40 kN (9.000 lbf) deutlich über dem Punkt der plastischen Verformung und sogar darüber ausgesetzt der Schmelzpunkt . Exotische Legierungen , ausgeklügelte Luftkühlungssysteme und spezielle mechanische Konstruktionen sind erforderlich, um die physikalischen Belastungen innerhalb der Festigkeit des Materials zu halten. Rotierende Dichtungen müssen rauen Bedingungen 10 Jahre, 20.000 Einsätzen und einer Rotationsgeschwindigkeit von 10 bis 20.000 U/min standhalten.

Die Hochtemperaturleistung von Lüfterschaufeln hat sich durch die Entwicklung des Gussherstellungsverfahrens, des Kühldesigns, der Wärmedämmschichten und der Legierungen erhöht . Zyklusweise ist die Einlasstemperatur der HD-Turbine weniger wichtig als ihre Rotoreinlasstemperatur (RIT) nach dem Temperaturabfall an ihrem Stator. Obwohl moderne Triebwerke Spitzen-RITs in der Größenordnung von 1.560 °C (2.840 °F) aufweisen, treten solche Temperaturen nur für kurze Zeit beim Start auf zivilen Triebwerken auf.

Ursprünglich wurden polykristalline Standardmetalle verwendet, um Lüfterschaufeln herzustellen, aber Entwicklungen in der Materialwissenschaft haben es ermöglicht, Schaufeln aus ausgerichteten Metallkristallen und in jüngerer Zeit aus Einkristallen zu konstruieren , um bei höheren Temperaturen mit weniger Verzerrung zu arbeiten. Diese Legierungen und Nickel basierende Superlegierungen werden in HP Turbinenschaufeln in den meisten modernen Triebwerken verwendet.

Der Einlass der HD-Turbine wird unter seinen Schmelzpunkt mit Luft gekühlt, die vom Verdichter abgesaugt wird, die Brennkammer umgeht und in die hohle Laufschaufel oder Leitschaufel eintritt. Nach der Wärmeaufnahme wird die Kühlluft in den Hauptgasstrom geleitet und nachgeschaltete Stufen bei ausreichend niedrigen lokalen Temperaturen ungekühlt.

Lüfterflügel

Mit den immer größer werdenden Triebwerken sind die Fan-Blätter gewachsen: Jeder Fan-Blade trägt das Äquivalent von neun Doppeldeckerbussen und schluckt jede Sekunde das Volumen eines Squash-Courts . Fortschritte in der Computational Fluid Dynamics (CFD)-Modellierung haben komplexe, 3D-gekrümmte Formen mit sehr großer Sehne ermöglicht , die die Lüfterfähigkeiten beibehalten und gleichzeitig die Anzahl der Schaufeln minimieren, um die Kosten zu senken. Zufällig wuchs das Bypassverhältnis , um einen höheren Antriebswirkungsgrad zu erreichen, und der Lüfterdurchmesser vergrößerte sich.

Rolls-Royce leistete in den 1980er Jahren Pionierarbeit bei der hohlen Titan -Breitsehnen-Lüfterschaufel für aerodynamische Effizienz und Widerstandsfähigkeit gegen Fremdkörperschäden im RB211 und dann für den Trent . GE Aviation eingeführt Kohlefaser - Verbundlüfterflügel auf dem GE90 1995, hergestellt heute mit einem Kohlenstoff-Faserband-Schicht - Prozess. GE-Partner Safran hat mit Albany Composites eine 3D-Gewebetechnologie für die CFM56- und CFM LEAP- Triebwerke entwickelt.

Zukünftiger Fortschritt

Triebwerkskerne schrumpfen, da sie bei höheren Druckverhältnissen arbeiten und effizienter werden, und werden im Vergleich zum Lüfter kleiner, wenn die Bypass-Verhältnisse steigen. Schaufelspitzenspalte sind härter am Ausgang des Hochdruckverdichters zu halten , wo Klingen sind 0,5 in (13 mm) hoch oder weniger; Das Biegen des Rückgrats wirkt sich weiter auf die Spielkontrolle aus, da der Kern proportional länger und dünner ist und sich die Antriebswelle des Bläsers zur Niederdruckturbine in begrenztem Raum innerhalb des Kerns befindet.

Für Pratt & Whitney VP Technologie und Umwelt Alan Epstein "Im Laufe der Geschichte der kommerziellen Luftfahrt sind wir von 20 % auf 40 % [Cruise Efficiency] gestiegen, und es besteht Konsens in der Triebwerksgemeinschaft, dass wir wahrscheinlich 60 % erreichen können." .

Geared Turbofan und weitere Lüfterdruckverhältnis Senkungen wird sich weiter verbessern Antriebseffizienz . Die zweite Phase des Continuous Lower Energy, Emissions and Noise (CLEEN)-Programms der FAA zielt auf eine Reduzierung des Kraftstoffverbrauchs um 33 %, 60 % der Emissionen und 32 dB EPNdb-Lärm gegen Ende der 2020er Jahre im Vergleich zum Stand der Technik aus den 2000er Jahren ab. Im Sommer 2017 hat Pratt im NASA Glenn Research Center in Cleveland, Ohio , die Tests eines Lüfters mit sehr niedrigem Druckverhältnis an einem PW1000G abgeschlossen , der einem offenen Rotor mit weniger Blättern als dem 20 des PW1000G ähnelt .

Das Gewicht und die Größe der Gondel würden durch einen kurzen Kanaleinlass reduziert, was höhere aerodynamische Drehbelastungen auf die Schaufeln ausübt und weniger Platz für die Schalldämmung lässt, aber ein Ventilator mit niedrigerem Druckverhältnis ist langsamer. UTC Aerospace Systems Aerostructures wird 2019 einen umfassenden Bodentest seines integrierten Antriebssystems mit geringem Luftwiderstand mit Schubumkehrer durchführen , das den Kraftstoffverbrauch um 1% verbessert und den Geräuschpegel um 2,5-3 EPNdB verringert.

Safran kann wahrscheinlich ein weiteres 10-15% der Treibstoffeffizienz bis Mitte der 2020er Jahre liefern , bevor ein Erreichen Asymptote , und wird als nächstes hat einen Durchbruch vorstellen: die erhöhen Bypass - Verhältnis 1 statt 11: 35 1 für die CFM LEAP , es demonstriert in Istres, Frankreich , im Rahmen des europäischen Clean-Sky- Technologieprogramms einen gegenläufigen Open-Rotor- Absaugventilator (Profan) . Modellierungsfortschritte und Materialien mit hoher spezifischer Festigkeit können zum Erfolg beitragen, wo frühere Versuche gescheitert sind. Wenn der Geräuschpegel innerhalb der aktuellen Standards liegt und dem des Leap-Triebwerks ähnelt, wird ein um 15 % geringerer Kraftstoffverbrauch verfügbar sein, und dafür testet Safran seine Steuerungen, Vibrationen und den Betrieb, während die Integration der Flugzeugzelle immer noch eine Herausforderung darstellt.

Für GE Aviation , die Energiedichte maximiert Kerosin noch die Breguet Bereich Gleichung und höheres Druckverhältnis Kern; Lüfter mit niedrigerem Druckverhältnis, verlustarme Einlässe und leichtere Konstruktionen können die Wärme-, Übertragungs- und Antriebseffizienz weiter verbessern. Unter der US Air Force ‚s Adaptive Motor Transition Programm , adaptive thermodynamische Zyklen werden für die verwendet werden , die sechste Generation Düsenjäger , basierte auf einem modifizierten Brayton - Zyklus und Konstantvolumenverbrennung. Die additive Fertigung im fortschrittlichen Turboprop wird das Gewicht um 5 % und den Kraftstoffverbrauch um 20 % reduzieren.

Rotierende und statische Keramikmatrix-Verbundteile (CMC) arbeiten 260 °C heißer als Metall und wiegen ein Drittel ihres Gewichts. Mit $ 21,9 Mio. von der Air Force Research Laboratory , wird GE $ 200 Millionen in einer CMC - Anlage zu investieren Huntsville, Alabama , zusätzlich zu seiner Asheville, North Carolina Website, die Massenproduktion von Silizium - Karbid - Matrix mit Siliciumcarbid-Fasern in 2018. CMCs wird bis Mitte der 2020er-Jahre zehnmal mehr eingesetzt werden: Der CFM LEAP benötigt 18 CMC-Turbinendeckbänder pro Triebwerk und der GE9X wird ihn in der Brennkammer und für 42-PS-Turbinendüsen verwenden.

Rolls-Royce Plc strebt einen Kern mit einem Druckverhältnis von 60:1 für den Ultrafan der 2020er Jahre an und begann mit Bodentests seines 100.000 PS (75.000 kW) Getriebes für 100.000 lbf (440 kN) und 15:1 Bypass-Verhältnisse. Nahezu stöchiometrische Turbineneintrittstemperaturen nähern sich dem theoretischen Grenzwert und ihre Auswirkungen auf die Emissionen müssen mit Umweltleistungszielen abgewogen werden. Offene Rotoren, Lüfter mit niedrigerem Druckverhältnis und potenziell verteilter Antrieb bieten mehr Raum für eine bessere Antriebseffizienz. Exotische Zyklen, Wärmetauscher und Druckerhöhungs-/Konstantvolumenverbrennung können die thermodynamische Effizienz verbessern . Die additive Fertigung könnte ein Enabler für Ladeluftkühler und Rekuperatoren sein . Engere Flugzeugzellenintegration und Hybrid- oder Elektroflugzeuge können mit Gasturbinen kombiniert werden.

Aktuelle Rolls-Royce - Motoren haben einen 72-82% Vortriebswirkungsgrad und 42-49% Wärmewirkungsgrad für eine 0,63 bis 0,49 lb / lbf / h (64,000-50,000 g / kN / h) TSFC bei Mach 0,8 ist , und das Ziel für die theoretischen Grenzen von 95 % für den Antriebswirkungsgrad des offenen Rotors und 60 % für den thermischen Wirkungsgrad mit stöchiometrischer Turbineneintrittstemperatur und einem Gesamtdruckverhältnis von 80:1 für eine TSFC . von 0,35 lb/lbf/h (36.000 g/kN/h)

Da Kinderkrankheiten erst nach mehreren tausend Stunden auftreten können, stören die neuesten technischen Probleme bei Turbofans den Betrieb der Fluggesellschaften und die Lieferungen der Hersteller , während die Produktionsraten stark ansteigen. Trent 1000 rissige Rotorblätter brachten fast 50 Boeing 787 zum Boden und reduzierten die ETOPS von 5,5 auf 2,3 Stunden, was Rolls-Royce plc fast 950 Millionen US-Dollar kostete . PW1000G Messerkantendichtungsbrüche haben dazu geführt, dass Pratt & Whitney bei den Lieferungen weit ins Hintertreffen geraten ist , so dass etwa 100 motorlose A320neo auf ihre Triebwerke warten. Die CFM LEAP Einführung war glatter , aber eine Keramik - Verbund HP Turbine Beschichtung vorzeitig verloren geht, ein neues Design erforderlich, 60 verursacht für die Modifikation A320neo Abnahme des Motors, wie Lieferungen spät bis sechs Wochen sind um.

Safran schätzt, dass bei einem Großraumflugzeug 5-10% Treibstoff eingespart werden könnten, indem die Leistungsaufnahme für Hydrauliksysteme reduziert wird, während die Umstellung auf elektrische Energie 30% des Gewichts einsparen könnte, wie bei der Boeing 787 eingeleitet , während Rolls-Royce plc auf eine Steigerung hofft auf 5%.

Hersteller

Der Markt für Turbofan-Triebwerke wird nach Marktanteilen von General Electric , Rolls-Royce plc und Pratt & Whitney dominiert . General Electric und SNECMA aus Frankreich haben ein Joint Venture, CFM International . Pratt & Whitney hat außerdem ein Joint Venture, International Aero Engines with Japanese Aero Engine Corporation und MTU Aero Engines of Germany, das sich auf Triebwerke für die Airbus A320-Familie spezialisiert hat . Pratt & Whitney und General Electric haben ein Joint Venture, Engine Alliance , das eine Reihe von Triebwerken für Flugzeuge wie den Airbus A380 verkauft .

Bei Verkehrs- und Frachtflugzeugen umfasst die in Betrieb befindliche Flotte im Jahr 2016 60.000 Triebwerke und soll laut Flight Global im Jahr 2035 mit 86.500 Auslieferungen auf 103.000 anwachsen . Ein Großteil werden Mittelschubtriebwerke für Schmalrumpfflugzeuge mit 54.000 Auslieferungen sein, für eine Flotte, die von 28.500 auf 61.000 wächst. High-Thrust-Triebwerke für Großraumflugzeuge mit einem Wert von 40 bis 45 % des Marktes werden von 12.700 Triebwerken auf über 21.000 mit 18.500 Auslieferungen wachsen. Die Flotte von Regionalstrahltriebwerken unter 20.000 lb (89 kN) wird von 7.500 auf 9.000 und die Flotte von Turboprops für Verkehrsflugzeuge von 9.400 auf 10.200 wachsen . Der Marktanteil der Hersteller sollte von CFM mit 44% angeführt werden, gefolgt von Pratt & Whitney mit 29% und dann Rolls-Royce und General Electric mit jeweils 10%.

Kommerzielle Turbofans in Produktion

Kommerzielle Turbofans in Produktion
Modell Start Bypass Länge Fan Gewicht Schub Hauptanwendungen
GE GE90 1992 8,7–9,9 5,18–5,40 m 3,12–3,25 m² 7,56–8,62 Tonnen 330–510 kN B777
P&W PW4000 1984 4,8–6,4 3,37–4,95 m² 2,84 m² 4,18–7,48 t 222–436 kN A300 / A310 , A330 , B747 , B767 , B777 , MD-11
RR Trent XWB 2010 9.3 5,22 m² 3,00 m² 7,28 t 330–430 kN A350XWB
RR Trent 800 1993 5,7–5,79 4,37 m² 2,79 m² 5,96–5,98 t 411–425 kN B777
EA GP7000 2004 8,7 4,75 m² 2,95 m² 6,09–6,71 t 311–363 kN A380
RR Trent 900 2004 8,7 4,55 m² 2,95 m² 6,18–6,25 t 340–357 kN A380
RR Trent 1000 2006 10,8–11 4,74 m² 2,85 m² 5,77 t 265,3–360,4 kN B787
GE Genx 2006 8,0–9,3 4,31-4,69 m 2,66-2,82 m² 5,62-5,82 t 296-339 kN B747-8 , B787
RR Trent 700 1990 4.9 3,91 m² 2,47 m² 4,79 t 320 kN A330
GE CF6 1971 4,3–5,3 4,00–4,41 m² 2,20–2,79 m² 3,82–5,08 t 222–298 kN A300 / A310 , A330 , B747 , B767 , MD-11 , DC-10
RR Trent 500 1999 8,5 3,91 m² 2,47 m² 4,72 t 252 kN A340 -500/600
P&W PW1000G 2008 9,0–12,5 3,40 m² 1,42–2,06 m 2,86 t 67–160 kN A320neo , A220 , E-Jets E2
CFM-SPRUNG 2013 9,0–11.0 3,15–3,33 m² 1,76–1,98 m 2,78–3,15 t 100–146 kN A320neo , B737Max
CFM56 1974 5,0–6,6 2,36–2,52 m 1,52–1,84 m 1,95–2,64 t 97,9-151 kN A320 , A340 -200/300, B737 , KC-135 , DC-8
IAE V2500 1987 4,4–4,9 3,20 m² 1,60 m 2,36–2,54 t 97,9-147 kN A320 , MD-90
P&W PW6000 2000 4.90 2,73 m² 1,44 m² 2,36 Tonnen 100,2 kN Airbus A318
RR BR700 1994 4,2–4,5 3,41–3,60 m 1,32–1,58 m 1,63–2,11 t 68,9–102,3 kN B717 , Global Express , Gulfstream V
GE Pass 2013 5,6 3,37 m² 1,30 m² 2,07 t 78,9–84,2 kN Global 7000 /8000
GE CF34 1982 5,3–6,3 2,62–3,26 m² 1,25–1,32 m 0,74–1,12 t 41–82,3 kN Challenger 600 , CRJ , E-Jets
P&WC PW800 2012 5,5 1,30 m² 67,4–69,7 kN Gulfstream G500/G600
RR Tay 1984 3.1–3.2 2,41 m 1,12–1,14 m 1,42–1,53 t 61,6–68,5 kN Gulfstream IV , Fokker 70 / 100
Silvercrest 2012 5.9 1,90 m² 1,08 m² 1,09 t 50,9 kN Zit. Halbkugel , Falcon 5X
RR AE 3007 1991 5.0 2,71 m² 1,11 m² 0,72 t 33,7 kN ERJ , Zitat X
P&WC PW300 1988 3,8–4,5 1,92–2,07 m 0,97 m 0,45–0,47 t 23,4–35,6 kN Zit. Souverän , G200 , F. 7X , F. 2000
HW HTF7000 1999 4.4 2,29 m² 0,87 m 0,62 Tonnen 28,9 kN Challenger 300 , G280 , Legacy 500
HW TFE731 1970 2,66–3,9 1,52–2,08 m 0,72-0,78 m 0,34–0,45 t 15,6–22,2 kN Learjet 70/75 , G150 , Falcon 900
Williams FJ44 1985 3,3–4,1 1,36–2,09 m² 0,53-0,57m 0,21–0,24 t 6,7–15,6 kN CitationJet , Cit. M2
P&WC PW500 1993 3.90 1,52 m² 0,70 m 0,28 Tonnen 13,3 kN Zitation Excel , Phenom 300
GE-H HF120 2009 4.43 1,12 m 0,54 m 0,18 Tonnen 7,4 kN HondaJet
Williams FJ33 1998 0,98 m 0,53 m 0,14 t 6,7 kN Cirrus SF50
P&WC PW600 2001 1,8–2,8 0,67 m 0,36 m 0,15 Tonnen 6,0 kN Zit. Mustang , Eclipse 500 , Phänomen 100
PS-90 1992 4.4 4,96 m² 1,9 m² 2,95 t 157–171 kN Il-76 , Il-96 , Tu-204
PowerJet SaM146 2008 4–4.1 3,59 m² 1,22 m² 2.260 t 71,6–79,2 kN Suchoi Superjet 100

Extreme Bypass-Triebwerke

In den 1970er Jahren testete Rolls-Royce/SNECMA einen Turbofan M45SD-02 , der mit Fan-Schaufeln mit variabler Steigung ausgestattet war, um die Handhabung bei extrem niedrigen Fan-Druckverhältnissen zu verbessern und eine Schubumkehr bis zu einer Flugzeuggeschwindigkeit von null zu ermöglichen. Das Triebwerk war für ultraleise STOL- Flugzeuge gedacht , die von Flughäfen im Stadtzentrum aus operieren.

Um die Effizienz mit der Geschwindigkeit zu erhöhen, wurde eine Entwicklung des Turbofans und des Turboprops, bekannt als Propfan- Triebwerk, mit einem ungedämpften Fan entwickelt. Die Fanschaufeln befinden sich außerhalb des Kanals, so dass er wie ein Turboprop mit breiten krummsäbelartigen Schaufeln erscheint. Sowohl General Electric als auch Pratt & Whitney/Allison demonstrierten in den 1980er Jahren Propfan-Triebwerke. Übermäßiger Kabinenlärm und relativ billiger Kerosin verhinderten die Inbetriebnahme der Triebwerke. Der in der UdSSR entwickelte Propfan Progress D-27 war das einzige Propfan-Triebwerk, das in einem Serienflugzeug eingebaut war.

Terminologie

Nachbrenner
zusätzliche Brennkammer unmittelbar vor der letzten Düse (auch Nachheizen genannt)
Augmentor
Nachbrenner bei Turbofan-Triebwerken mit niedrigem Bypass.
Durchschnittliche Bühnenbelastung
Konstante × (Delta-Temperatur)/[(Messergeschwindigkeit) × (Messergeschwindigkeit) × (Anzahl der Stufen)]
Bypass
Luftstrom, der das Kernkompressionssystem, die Brennkammer und das Turbinensystem vollständig umgeht
Bypass-Verhältnis
Bypass-Luftstrom / Kernkompressions-Einlassluftstrom
Kern
Turbomaschinen, die den Luftstrom handhaben, der durch die Brennkammer strömt.
Kernleistung
Restwellenleistung von idealer Turbinenexpansion bis Umgebungsdruck nach Abzug der Kernverdichtungsleistung
Thermischer Wirkungsgrad des Kerns
Kernleistung/Leistungsäquivalent des Kraftstoffflusses
Trocken
Nachbrenner (falls vorhanden) leuchtet nicht
EGT
Abgastemperatur
EPR
Motordruckverhältnis
Fan
Turbofan-ND-Kompressor
Ventilatordruckverhältnis
Gesamtdruck Ventilatoraustritt/Gesamtdruck Ansaugleistung
Flex-Temp
Einsatz künstlich hoher scheinbarer Lufttemperatur zur Reduzierung des Motorverschleißes
Gasgenerator
Motorkern
HD-Kompressor
Hochdruckkompressor (auch HPC)
HD-Turbine
Hochdruckturbine
Ansaugkolbenwiderstand
Strafe in Verbindung mit Düsentriebwerken, die Luft aus der Atmosphäre aufnehmen (herkömmliche Raketenmotoren haben diesen Widerstandsbegriff nicht, da das Oxidationsmittel mit dem Fahrzeug reist)
IEPR
integriertes Motordruckverhältnis
IP-Kompressor
Mitteldruckkompressor (auch IPC)
IP-Turbine
Mitteldruckturbine (auch IPT)
ND-Kompressor
Niederdruckkompressor (auch LPC)
ND-Turbine
Niederdruckturbine (auch LPT)
Nettoschub
Gesamtbruttoschub der Düse – Ansaugkolbenwiderstand (ohne Gondelwiderstand usw., dies ist der auf die Flugzeugzelle wirkende Grundschub)
Gesamtdruckverhältnis
Brennkammereinlass-Gesamtdruck/Einlass-Zufuhr-Gesamtdruck
Gesamtwirkungsgrad
thermischer Wirkungsgrad * Antriebswirkungsgrad
Antriebseffizienz
Antriebsleistung/Produktionsrate der kinetischen Antriebsenergie (maximale Antriebseffizienz tritt auf, wenn die Strahlgeschwindigkeit gleich der Fluggeschwindigkeit ist, was einen Nettoschub von Null bedeutet!)
Spezifischer Kraftstoffverbrauch (SFC)
Gesamttreibstoffdurchfluss/Nettoschub (proportional zur Fluggeschwindigkeit/thermischen Gesamtwirkungsgrad)
Aufspulen
Beschleunigung, gekennzeichnet durch eine Verzögerung
Statischer Druck
Druck des Fluids, der nicht mit seiner Bewegung, sondern mit seinem Zustand zusammenhängt
Spezifischer Schub
Nettoschub/Ansaugluftstrom
Thermischen Wirkungsgrad
Produktionsrate der kinetischen Antriebsenergie/Kraftstoffleistung
Gesamtkraftstofffluss
Brennkammer (plus eventueller Nachbrenner) Brennstoffdurchsatz (z. B. lb/s oder g/s)
Gesamtdruck
statischer Druck plus kinetischer Energieterm
Turbinenrotor-Einlasstemperatur
Gas absolute Mitteltemperatur am Haupteingang (zB HD) Turbinenrotor

Siehe auch

Verweise

Externe Links