Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 - Rolls-Royce/Snecma Olympus 593

Olympus 593
Olympus 593 AB.jpg
im Aerospace Bristol Museum ausgestellt.
Typ Turbojet
nationale Herkunft Vereinigtes Königreich / Frankreich
Hersteller Rolls-Royce Limited / Snecma
Erster Lauf Juni 1966
Hauptanwendungen Concorde
Anzahl gebaut 67
Entwickelt aus Rolls-Royce Olympus

Der Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 war ein englisch-französischer Turbojet mit Zwischenüberhitzung (Nachbrenner), der das Überschallflugzeug Concorde antrieb . Es war ursprünglich ein Gemeinschaftsprojekt von Bristol Siddeley Engines Limited (BSEL) und Snecma, das vom Bristol Siddeley Olympus 22R-Triebwerk abgeleitet wurde. Rolls-Royce Limited erwarb BSEL 1966 während der Entwicklung des Triebwerks und machte BSEL zur Bristol Engine Division von Rolls-Royce.

Bis zur Einstellung der regulären kommerziellen Flüge der Concorde im Oktober 2003 war der Olympus-Turbojet als einziger Turbojet mit Zwischenüberhitzung für den Antrieb eines Verkehrsflugzeugs einzigartig in der Luftfahrt.

Der thermische Gesamtwirkungsgrad des Triebwerks im Überschall-Reiseflug ( Supercruise ) betrug etwa 43%, was zu dieser Zeit der höchste Wert für eine normale thermodynamische Maschine war.

Entwicklung

Das ursprüngliche Design des Triebwerks war eine zivile Version des Olympus 22R, umbenannt als 591. Der 22R war für einen Dauerflug (45 Minuten) bei Mach 2,2 als Triebwerk für den BAC TSR-2 ausgelegt . Die 591 wurde neu gestaltet und wurde als 593 bekannt, wobei die Spezifikation am 1. Januar 1964 finalisiert wurde. Bristol Siddeley aus Großbritannien und Snecma Moteurs aus Frankreich sollten sich das Projekt teilen. SNECMA und Bristol Siddeley waren auch an einem unabhängigen Gemeinschaftsprojekt beteiligt, dem Turbofan M45H .

In den frühen Entwicklungsphasen wurde das grundlegende Konstruktionskonzept validiert, aber es waren viele Studien erforderlich, um die Spezifikationen zu erfüllen, die Kraftstoffverbrauch (SFC), Motordruckverhältnis, Gewicht/Größe und Turbineneintrittstemperatur umfassten.

Anfängliche Studien befassten sich mit Turbojets und Turbofans , aber am Ende erwies sich die niedrigere frontale Querschnittsfläche von Turbojets als entscheidender Faktor für die Erzielung einer überlegenen Leistung. Die konkurrierende russische Tu-144 verwendete zunächst einen Turbofan mit Zwischenüberhitzung, wechselte jedoch zu einem Turbojet ohne Zwischenüberhitzung mit erheblicher Leistungssteigerung.

Olympus-angetriebene Concorde 216 (G-BOAF) bei der letzten Concorde-Landung in Bristol , England

Die Entwicklung des Motors und des Motorzubehörs lag in der Verantwortung von Bristol Siddeley, während BAC für die variable Ansaugung und die gesamte Motorinstallation verantwortlich war, und Snecma die Abgasdüse/Schubumkehrer/Geräuschdämpfung und den Nachbrenner . Großbritannien sollte einen größeren Anteil an der Produktion der Olympus 593 haben, da Frankreich einen größeren Anteil an der Rumpfproduktion hatte. Der Bodentestbetrieb der Triebwerke wurde zwischen Bristol Siddeley, Patchway ; die National Gas Turbine Establishment (NGTE), Pystock, Großbritannien; und das Centre d'Essais des Propulseurs (CEPr) in Saclay , Frankreich.

Erhöhungen des Flugzeuggewichts während der Konstruktionsphase führten zu einem Startschubbedarf, der vom Triebwerk nicht erfüllt werden konnte. Die geforderte Unterschreitung von 20 % wurde durch die Einführung einer Teilüberhitzung, die von SNECMA produziert wurde, gedeckt.

Die Olympus 593B wurde erstmals im November 1965 in Betrieb genommen. Das B (für "Big") war eine Neukonstruktion der 593D ("D" für "Derivative", dh abgeleitet von der 22R), die für eine frühere kleinere Concorde-Konstruktion geplant war. Für das Design des B wurden Testergebnisse des 593D verwendet. Das B wurde später aus der Bezeichnung gestrichen. Snecma verwendete eine Olympus 301, um maßstabsgetreue Modelle des Düsensystems zu testen.

Im Juni 1966 wurde in Melun-Villaroche erstmals ein kompletter Olympus 593-Motor und eine Auspuffanlage mit variabler Geometrie in Betrieb genommen . In Bristol begannen die Flugtests mit einem Avro Vulcan- Bomber der RAF, bei dem das Triebwerk und die Gondel unterhalb des Bombenschachts angebracht waren. Aufgrund der aerodynamischen Einschränkungen des Vulcan wurden die Tests auf eine Geschwindigkeit von Mach 0,98 (1.200 km/h) begrenzt. Während dieser Tests erreichte der 593 einen Schub von 35.190 lbf (157 kN), was die Spezifikation für das Triebwerk übertraf.

Anfang 1966 produzierte die Olympus 593 37.000 lb Schub mit Wiedererwärmung.

Im April 1967 lief die Olympus 593 zum ersten Mal in einer Höhenkammer in Saclay . Im Januar 1968 verzeichnete der fliegende Prüfstand von Vulcan 100 Flugstunden, und die Auspuffanlage mit variabler Geometrie für das Olympus 593-Triebwerk wurde in Melun-Villaroche für den Flug in den Concorde-Prototypen freigegeben.

Der Concorde-Prototyp 001 absolvierte am 2. März 1969 seinen Erstflug von Toulouse. Er wurde von André Turcat , dem Cheftestpiloten von Sud Aviation, geleitet. Mit Reheat hob es nach einem Bodenlauf von 4.700 Fuß (1,4 km) mit 205 Knoten (380 km/h) ab.

67 Olympus 593-Motoren wurden hergestellt.

Eine leisere Version mit höherem Schub, der Mk 622, wurde vorgeschlagen. Eine Nacherwärmung war nicht erforderlich und die niedrigere Strahlgeschwindigkeit reduzierte das Geräusch des Abgases. Die verbesserte Effizienz hätte eine größere Reichweite ermöglicht und neue Strecken insbesondere über den Pazifik sowie transkontinentale Strecken durch Amerika eröffnet. Der schwache Verkauf der Concorde führte jedoch dazu, dass dieser Plan für eine Concorde 'B' nicht weiterverfolgt wurde.

Auslegung des Antriebssystems

Motor

Die Olympus 593 war ein 2-Wellen-Turbojet mit Zwischenüberhitzung. Die ND- und HD-Kompressoren hatten beide 7 Stufen und wurden jeweils von einer einstufigen Turbine angetrieben. Aufgrund der hohen Einlasslufttemperaturen bei Mach 2 Reisegeschwindigkeit - über 120 Grad C - wurden die Verdichtertrommeln und -schaufeln aus Titan hergestellt, mit Ausnahme der letzten 4 PS-Stufen, die aus einer Nimonic 90- Nickellegierung bestanden. Nickellegierungen waren normalerweise nur in den heißeren Turbinenbereichen erforderlich, aber die hohen Temperaturen, die in den letzten Stufen des Verdichters bei Überschallfluggeschwindigkeiten auftreten, diktierten den Einsatz auch im Verdichter. Sowohl die Rotorblätter der HD- als auch der ND-Turbinen wurden gekühlt.

Um den erforderlichen Startschub zu erzielen, wurde eine Teilüberhitzung (20% Schubverstärkung) installiert. Es wurde auch für transsonische Beschleunigung von Mach 0,95 bis Mach 1,7 verwendet; das Flugzeug flog über dieser Geschwindigkeit ohne Nachheizen mit Überschall, und im Reiseflug steuerte das Triebwerk 8% des vom gesamten Antriebssystem erzeugten Schubs bei.

Alle wesentlichen Komponenten des 593 sind auf eine Lebensdauer von 25.000 Stunden ausgelegt, mit Ausnahme der Verdichter- und Turbinenschaufeln, die auf eine Lebensdauer von 10.000 l Stunden ausgelegt sind. Ein auf der Concorde installierter Motor könnte in einer Stunde und 50 Minuten ausgetauscht werden.

Aufnahme

Concordes Ansaugsystemschemata
Das Ansaugsystem der Concorde
Die Vorserien-Concorde G-AXDN , Duxford, Nahaufnahme von Triebwerken, mit den überbackenen Schubumkehrern im Vordergrund. Bei Serienflugzeugen wurde ein überarbeitetes Design des variablen Düsen- / Schubumkehrers "Augenlid" verwendet

Der von BAC entworfene Einlass mit variabler Geometrie der Concorde muss wie jeder Einlass von Düsentriebwerken die Luft mit einem möglichst hohen Druck (Druckrückgewinnung) und einer Druckverteilung (Verzerrung) zum Triebwerk führen, die von der Kompressor. Eine schlechte Druckwiederherstellung ist ein inakzeptabler Verlust für den Einlasskompressionsprozess, und eine inakzeptable Verzerrung verursacht ein Motorpumpen (durch den Verlust der Pumpgrenze). Handelt es sich bei dem Triebwerk um einen nachbrennenden Turbojet, muss der Einlass auch Kühlluft für den heißen Nachbrennerkanal und die Triebwerksdüse liefern. Die Erfüllung aller oben genannten Anforderungen über die relevanten Teile des Betriebsbereichs war für die Concorde von entscheidender Bedeutung, um ein lebensfähiges Verkehrsflugzeug zu werden. Sie wurden mit variabler Geometrie und einem Einlasskontrollsystem erfüllt, das weder den Betrieb des Triebwerks noch die Steuerung des Flugzeugs beeinträchtigte.

Die Überschalldruckerholung wird durch die Anzahl der Stoßwellen , die durch den Einlass erzeugt werden, adressiert : je größer die Zahl, desto höher die Druckerholung. Die Überschallströmung wird durch Richtungsänderungen komprimiert oder verlangsamt. Die vorderen Rampen des Concorde-Einlasses änderten die Strömungsrichtung, was zu schrägen externen Stößen und einer isentropen Kompression in der Überschallströmung führte. Der TSR-2 hatte einen halbkonusförmigen Mittelkörper verwendet, um die Richtung zu ändern. Die Wiederherstellung des Unterschalldrucks wird durch Entfernen der Grenzschicht (am Rampenabzapfschlitz) und geeignete Formgebung des zum Triebwerk führenden Unterschalldiffusors angegangen . Die Hochdruckrückgewinnung für den Concorde-Einlass bei Reiseflug ergab ein Einlassdruckverhältnis von 7,3:1.

Stoßwellen führten zu einem übermäßigen Grenzschichtwachstum an der vorderen Rampe. Die Grenzschicht wurde durch den Rampenentlüftungsschlitz entfernt und den Unterschalldiffusor und das Triebwerk umgangen, wo sie sonst zu übermäßigen Kanalverlusten und inakzeptablen Verzerrungen am Triebwerk geführt hätte. Da sich der Rampenzapfschlitz im Unterschalldiffusor und stromabwärts des Stoßsystems befand, würden vom Triebwerk geforderte Strömungsänderungen mit entsprechenden Änderungen in der Abzapfschlitzströmung aufgenommen, ohne das externe Stoßmuster wesentlich zu beeinflussen. Durch Drosselung oder Abschaltung verursachte Verringerungen des Motordurchflusses wurden durch Öffnen der Kipptür behoben.

Die Dump-Türen wurden im Reiseflug geschlossen, um Schubverluste zu vermeiden, da aus dem Kanal austretende Luft nicht zur Druckrückgewinnung im Einlass beiträgt.

Da der Einlassbereich für den Reiseflug ausgelegt war, war beim Start ein Hilfseinlass erforderlich, um den höheren Triebwerksstrom zu erfüllen. Auch die Strömungsverzerrung an der Triebwerksfront musste adressiert werden, was zu einer aerodynamischen Kaskade mit der Zusatztür führte.

Kräfte aus dem internen Luftstrom auf die Einlassstruktur wirken nach hinten (Zug) auf den anfänglichen konvergierenden Abschnitt, wo die Überschallverzögerung stattfindet, und nach vorne auf den divergierenden Kanal, wo die Unterschallverzögerung bis zum Triebwerkeintritt stattfindet. Die Summe der 2 Kräfte im Reiseflug ergab den 63% Schubbeitrag des Einlassteils des Antriebssystems.

Um die erforderliche Genauigkeit bei der Steuerung der Ansaugrampe und der Überlaufpositionierung zu erreichen, wurde es als notwendig erachtet, einen digitalen Signalprozessor in den Air Intake Control Units zu verwenden. Diese wurde relativ spät im Programm (~1972) von der Abteilung Electronics and Space Systems der British Aircraft Corporation in Filton, Bristol, entwickelt. Die Air Intake Control Units sorgten für die erforderliche Treibstoffeinsparung bei Transatlantikflügen. Der digitale Prozessor berechnete auch genau die erforderliche Triebwerksdrehzahlplanung, um unter allen Triebwerks- und Flugwerksbetriebsbedingungen einen angemessenen Druckstoßabstand zu gewährleisten.

Concorde des Lufteinlaßsteuer System auch die Verwendung von digitalem Datenhighways Pionier ( gemultiplext serielle Datenbus ) , die die Lufteinlass Sensoreinheiten verbunden ist, dass an der Nase des Flugzeugs aerodynamische Daten gesammelt (Gesamtdruck, statischer Druck, Anstellwinkel und Schiebewinkel) und schickte es an die Air Intake Control Units, die sich näher an den Lufteinlässen befanden, eine Entfernung von ~ 190 Fuß, mit abgeschirmten Twisted-Pair-Kabeln , um ein viel größeres Gewicht in der Flugzeugverkabelung zu ersetzen, wenn nur analoge Signalkabel und pneumatische Leitungen verwendet worden wären.

Das Einlasskontrollsystem hatte die einzigartige Fähigkeit, den korrekten Betrieb der Triebwerke aufrechtzuerhalten und die Wiederherstellung zu unterstützen, unabhängig davon, was Piloten, Flugzeug und Atmosphäre zu diesem Zeitpunkt zusammen taten.

Das Gesamtdruckverhältnis für das Triebwerk bei Mach 2,0-Kreuzfahrt bei 51.000 ft betrug etwa 82: 1, mit 7,3: 1 vom Einlass und 11,3: 1 von den 2 Motorkompressoren. Der thermische Wirkungsgrad bei diesem hohen Druckverhältnis betrug etwa 43%.

Absaugstutzen

Die Auslassdüse mit variabler Geometrie von Concorde
Verwendung der Auspuffanlage der Concorde bei A) Start B) Überschall C) Rückwärtsschub

Die von SNECMA entwickelte Abgasdüse mit variabler Geometrie bestand aus zwei "Augenlidern", die ihre Position im Abgasstrom abhängig vom Flugregime variierten; zum Beispiel, wenn sie vollständig geschlossen sind (in den Abgasstrom hinein), wirkten sie als Schubumkehrer und unterstützten die Verzögerung von der Landung auf die Rollgeschwindigkeit. In der vollständig geöffneten Reiseposition bildeten sie zusammen mit der Triebwerksdüse eine Ejektordüse , um die Expansion des Abgases zu steuern. Die Augenlider bildeten den divergierenden Durchgang, während das Triebwerksabgas den Sekundärstrom aus dem Ansaugrampen-Entlüftungsschlitz ausstieß oder pumpte.

Die sich ausdehnende Strömung im divergierenden Abschnitt verursachte eine Vorwärtsschubkraft auf die Auspuffdüse: ihr Beitrag von 29 % zum Gesamtschub des Antriebssystems im Reiseflug.

Während der Reise mit Mach 2,02 produzierte jede Olympus 593 rund 10.000 lbf Schub, was 36.000 PS (~27 MW ) pro Triebwerk entspricht. Eames (SAE Transactions 1991) gibt jedoch an, dass der Reiseschub jedes Triebwerks 6790 lbf beträgt, was 25.000 PS pro Triebwerk und 100.000 PS für das gesamte Fahrzeug entspricht. Die 10.000 lbf sind vielleicht der maximale Schub, der bei Reisegeschwindigkeit verfügbar ist (wird während der Beschleunigung und des Steigflugs verwendet, kurz bevor in den Reiseflug übergegangen wird).

Die primäre Abgasdüse und das Strahlrohr wurden für eine Lebensdauer von 30.000 Stunden ausgelegt; die TRA-Struktur (Thrust Reverser Aft) für eine Lebensdauer von 40.000 Stunden.

Varianten

  • 593 - Originalversion für Concorde
    • Schub: 20.000 lbf (89 kN) trocken / 30.610 lbf (136 kN) Nachbrenner
  • 593-22R - An Prototypen montiertes Triebwerk. Höhere Leistung als der Originalmotor aufgrund von Änderungen in der Flugzeugspezifikation.
    • Schub: 34.650 lbf (154 kN) trocken / 37.180 lbf (165 kN) Nachheizen
  • 593-610-14-28 - Endgültige Version für die Produktion Concorde
    • Schub: 32.000 lbf (142 kN) trocken / 38.050 lbf (169 kN) Nachheizen

Motoren auf dem Display

Erhaltene Exemplare des Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 sind in folgenden Museen ausgestellt :

Ein Triebwerkspaar mit Schubumkehrern im Musée aéronautique et Spatial Safran

Neben diesen Museen sind weitere Orte, an denen Beispiele des Olympus 593 ausgestellt sind:

Spezifikationen (Olympus 593 Mk 610)

Turbinen- und Nachheizrinnenabschnitt einer Olympus 593 im Fleet Air Arm Museum

Daten von Jane.

Allgemeine Eigenschaften

  • Typ: Turbojet
  • Länge: 4,039 m (13 Fuß 3,0 Zoll)
  • Durchmesser: 1,212 m (3 Fuß 11,7 Zoll)
  • Trockengewicht: 3.175 kg (7.000 lb)

Komponenten

  • Kompressor: Axialfluss, 7-stufiger Niederdruck, 7-stufiger Hochdruck
  • Brennkammern : Ringkammer aus Nickellegierung , 16 Verdampfungsbrenner, jeder mit Doppelauslässen
  • Turbine : Zwei Stufen: eine Hochdruck-, eine Niederdruckstufe
  • Kraftstoffart: Jet A1

Leistung

Siehe auch

Zugehörige Entwicklung

Vergleichbare Motoren

Verwandte Listen

Verweise

Externe Links