Flugzeugtriebwerke

Sowohl zur Bewegung oder Beschleunigung eines Fahrzeuges als auch zur Überwindung von Widerstandskräften wird eine Antriebskraft benötigt, die üblicherweise von einer Kraftmaschine bereitgestellt wird. Bei Fahrzeugen, die sich auf dem Land bewegen, wird die Antriebskraft über die abrollenden Räder infolge von Reibung auf den Untergrund übertragen.

Flugzeugtriebwerke können in zwei Kategorien eingeteilt werden:

Im Folgenden werden die wesentlichen physikalischen, strömungsmechanischen und thermodynamischen Grundlagen zum allgemeinen Verständnis der Funktionsweise eines Triebwerks und seiner Komponenten so beschrieben, dass auf einen tiefer gehenden mathematischen und physikalischen Hintergrund verzichtet werden kann. An der einen oder anderen Stelle wird deswegen die Darstellung zwangsläufig nicht immer vollständig und auch nicht immer begrifflich absolut exakt sein können. Dieses nachzuholen und zu vervollständigen wird dann den späteren, eher physikalisch und mathematisch orientierten Kapiteln vorbehalten sein.

Im Folgenden werden die Hauptkomponenten ziviler und militärischer Flugtriebwerke ohne Verwendung mathematisch-physikalischer Beziehungen beschrieben. Dieses Kapitel dient dem allgemeinen Verständnis der Funktionsweise und der Bedeutung der diversen Triebwerkskomponenten. Dabei werden die verschiedenen Komponenten in systematischer Reihenfolge vom Triebwerkseintritt bis zum Triebwerksaustritt hin abgehandelt. Zum Verständnis der nachfolgenden Ausführungen ist die Kenntnis der vorhergehenden Kapitel 1 bis 3 sehr hilfreich, da diese die grundlegenden Definitionen für eine Vielzahl von Fachbergriffen enthalten, die in den folgenden Kapiteln verwendet werden.

Die Gleichungen für den Impuls I⃗ und das 2. Newtonsche Axiom lauten, wenn m die Masse, t die Zeit und c⃗ die Geschwindigkeit sind

Bild 6–1 zeigt den Längsschnitt durch ein Turbofantriebwerk mit Nachbrennern im Primär- und Sekundärkreis1. Es sind alle wesentlichen Bezugsebenen des Triebwerks durch Ziffern gekennzeichnet und so seine verschiedenen Hauptkomponenten eingegrenzt worden. Gibt es im Einzelfall eine bestimmte Komponente nicht, wie z.B. den Nachbrenner, so entfällt die Ebene (6) und die Bezugsebenen bekommen die Reihenfolge (5), (7), (8). Die Bezugsebenen für den Sekundärkreis eines Turbofantriebwerks sind zusätzlich mit einer vorangestellten 1 markiert. So haben z.B. die Faneintritts- und die Fanaustrittsebene die Bezeichnungen (12) und (13). Da der Fan mit einem Verdichter vergleichbar ist, hat er, genau wie der Verdichter des Primärkreises, die Ziffer 3 — hinter der 1 des Sekundärkreises — als Kennzeichnung für seine Austrittsebene. Im Sekundärkreis fehlen die Ziffern 4 und 5, die eine Turbine eingrenzen, da im Fanstrom diese Komponente nicht vorkommt. Des Weiteren ist nicht jedes Triebwerk mit einer Lavaldüse ausgestattet. Speziell in zivilen Triebwerken befinden sich im Primär- und Sekundärkreis lediglich einfache, konvergente Düsen. Hier ist dann die Bezugsebene (8) nicht mehr von Bedeutung, sodass nun die Ziffer (7) den Düseneintritt und die Ziffer (9) den Düsenaustritt markiert. Diese Art der Nummerierung lehnt sich an den Vorgaben der SAE (1973) an.

Als Einführung in die Aero-Thermodynamik der Triebwerke — auf der Basis der sog. parametrischen Kreisprozessanalyse1 — wird bewusst vom idealen Kreisprozess ausgegangen, weil dies zum einen übersichtlicher und zum anderen anschaulicher als die sofortige Behandlung der realen Triebwerke ist. So lassen sich wichtige und — trotz der dabei auftretenden Vereinfachungen — dennoch stets qualitativ richtige Auslegungstendenzen für Flugzeugtriebwerke aufzeigen. Die Quantität der Ergebnisse lässt naturgemäß zu wünschen übrig, sodass z.B. Schübe zu üppig und Brennstoffverbräuche zu günstig prognostiziert werden.

Turbomaschinen sind Energiewandler. Das Prinzip der Energieumwandlung macht Bild 8–1 deutlich. Dabei erfolgt stets eine Wandlung zwischen an der Welle der Turbomaschine zu- oder abgeführter mechanischer Arbeit und der im Strö-mungsfluid (in Triebwerken Luft bzw. Gas) enthaltenen Strömungsenergie, die bei Gasen primär durch die Enthalpie¹ und die kinetische Energie des Fluides repräsentiert wird. Die potenzielle Energie ist bei Gasen im Vergleich zu diesen Energien vernachlässigbar klein. Das Niveau der Strömungsenergie eines Fluides wird also zwischen dem Ein- und Austritt einer Turbomaschine geändert.

Aufgabe eines Triebwerkeinlaufs ist es, dem Fan bzw. dem Verdichter unter allen Flugbedingungen und -geschwindigkeiten eine ausreichende, homogen über den gesamten Querschnitt verteilte und verlustminimierte Luftzufuhr mit Strömungsgeschwindigkeiten im Unterschallbereich bereitzustellen. Dabei sollen der Einlauf und die anschließende Triebwerksgondel so gestaltet sein, dass sie die aerodynamischen Eigenschaften der Flugzeuggesamtkonfiguration so wenig wie möglich stören.

Als Folge des in den 70-er Jahren vermehrt einsetzenden Umweltbewusstseins und als Reaktion auf die ersten Erdölkrisen hat bei den Brennkammern hinsichtlich der Brennstoffeinspritzung und der Gestaltung der Primärzone eine äußerst komplexe Entwicklung eingesetzt, die bis heute noch nicht als abgeschlossen angesehen werden kann. Diese Entwicklung brachte auch ein zunehmendes Interesse am analytischen Verständnis der äußerst komplizierten reaktionskinetischen und aero-thermodynamischen Vorgänge im Brenntraum hervor. Dadurch wurde im Laufe der Zeit eine Basis geschaffen, die es erlaubt, sowohl die bestehenden als auch die zukünftig zu erwartenden Forderungen nach einer vermehrten Schadstoffreduzierung erfüllen zu können. Die dabei zu lösenden Probleme verstärkten sich im Laufe der Entwicklung zunehmend durch die parallel dazu eingeschlagenen Entwicklungswege hin zu höheren Drücken und Temperaturen sowohl am Verdichteraustritt als auch am Turbineneintritt.

Vieles von dem, was im Kap. 10 zu Verdichtern gesagt wurde, kann in analoger Weise durchaus auch auf Turbinen übertragen werden, wobei es aber zwei signifikante Unterschiede gibt

Aufgabe der Schubdüse ist es, die Geschwindigkeit und damit den Austrittsimpuls des Heißgases vor dem Austritt aus dem Triebwerk hinsichtlich des gewünschten Schubes zu steigern. Für große Schübe müssen deswegen die kinetische Energie des Abgasstrahles und damit schließlich die Düsenaustrittsgeschwindigkeit hoch ausfallen. Dieses wird durch Wandlung von Druckenergie in kinetische Energie erreicht, ein Vorgang, der geläufiger Weise als Expansion bezeichnet wird. Dabei steuert das sog. Düsendruckverhältnis (Druckänderung über die Düse) den Expansionsvorgang. Für ein gegebenes Triebwerk wird maximaler Schub genau dann erreicht, wenn der Düsenaustrittsdruck p₉ gleich dem Umgebungsdruck p₀ ist (vgl. hierzu Kap. 5.3.1 über ideale Expansion und angepasste Schubdüsen). Bei den Flugzeugtriebwerken werden im Wesentlichen zwei Arten von Schubdüsen unterschieden

Mechanische Schwingungen im Frequenzbereiche 16 Hz bis 16 000 Hz werden als Schall bezeichnet. Man unterscheidet dabei im Wesentlichen zwischen