Eurojet EJ200

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Das Eurojet EJ200 ist ein Turbofantriebwerk des europäischen Herstellerkonsortiums Eurojet Turbo GmbH. Das Triebwerk basiert auf dem britischen XG-40, und erlaubt dem Eurofighter Typhoon, dauerhaft im Überschall zu manövrieren. Zu diesem Zweck wurde der Trockenschub gegenüber dem Turbo-Union RB199 bei gleichen Abmessungen massiv gesteigert. Eine weitere Zielsetzung waren geringe Lebenszykluskosten. Dafür wurde auf die traditionelle Methode der Wartungsintervalle verzichtet und stattdessen eine moderne Triebwerksüberwachungseinheit (englisch Engine Monitoring Unit, kurz EMU) eingebaut, um die Einsatzdauer ohne Sicherheitseinbußen zu verdoppeln.

Geschichte[Bearbeiten]

Anfänge[Bearbeiten]

Als sich die NATO-Militärplaner in den achtziger Jahren Gedanken über eine neue Generation von Kampfflugzeugen machten, kamen diese zu dem Schluss, das zukünftige Kampfflugzeuge dauerhaft im Überschall operieren müssten, um ihre Überlebensfähigkeit gegen feindliche Kampfjets und Lenkwaffen zu erhöhen. Es wurde gefordert auch bei Mach 1,2–1,6 noch hohe g-Kräfte erfliegen, und längere Strecken im Überschallflug zurücklegen zu können. Schlüssel dafür wären Triebwerke mit kleinem Nebenstromverhältnis und hohem Trockenschub, der um mindestens 50% über dem Trockenschub damaliger Turbojets liegen müsste. Um dieses Ziel zu erreichen wären ein effizienterer Verdichter und höhere Turbineneintrittstemperaturen nötig.[1] Zum Wissensaustausch veranstaltete das NATO Flight Mechanics Panel (FMP) zum Thema Technology for sustained Supersonic Cruise and Maneuver im Oktober 1983 ein Symposium.[2]

Auch die anfängliche Idee des European Fighter Aircraft (EFA) hatte das Ziel ein Kampfflugzeug zu schaffen, das dauerhaft im Überschall manövrieren kann, um die Effektivität und Überlebensfähigkeit des Waffensystems zu steigern.[3] Verglichen mit den amerikanischen Entwicklungen, waren die Anforderungen diesseits des Atlantiks aber verschieden. Während der Advanced Tactical Fighter (ATF) als reiner Luftüberlegenheitsjäger ein Triebwerk für den dauerhaften Überschallmarschflug ohne Nachbrenner benötigte, sollte das EFA auch für Luft-Boden-Einsätze verwendet werden, sodass die Triebwerke die meiste Einsatzzeit im Teillastbetrieb arbeiten würden. Während das für Supercruise optimierte ATF-Triebwerk ein Nebenstromverhältnis von 0,3:1 oder weniger und den doppelten Trockenschub des Pratt & Whitney F100 aufweisen würde, musste der Triebwerkskern des EFA-Triebwerkes im Verhältnis dazu kleiner sein, um einen sparsamen Unterschallflug zu ermöglichen. Schubsteigerungen im Überschall und Luftkampf wären deshalb häufiger auf den Nachbrenner angewiesen, weswegen der spezifische Verbrauch im Nachbrennerbetrieb besonders reduziert werden sollte.[4]

Obwohl von Seiten der Politik auch darüber diskutiert wurde, ein gemeinsames europäisches Triebwerk zu verwenden, zeichnete sich 1985 ab, dass die Turbo-Union-Firmen Rolls-Royce, MTU und Fiat das Triebwerk für das EFA liefern würden. Frankreich bestand darauf das komplette Triebwerk zu bauen und verlangte, dass dieses auf dem Snecma M88 basieren sollte. Die Eurofighter-Partnerländer schätzten den Stand der Technik des M88 auf dem Niveau des General Electric F404 der F/A-18, was für das European Fighter Aircraft (EFA) nicht mehr zeitgemäß erschien. Großbritannien bestand auf der Verwendung des XG-40, welches signifikant bessere Performance zeigte, und war auch bereit, Arbeitsanteile an die Partnerländer auszulagern. MTU und Fiat würden für das gemeinsame Triebwerk Technologien beisteuern, welche diese bereits bei den Turbo-Union RB199-Entwicklungsprogrammen demonstriert hätten.[5]

Advanced Core Military Engine[Bearbeiten]

Die Entwicklung der Advanced Core Military Engine I (ACME I) startete 1982, und sollte die technologischen Grundlagen für zukünftige Kampfflugzeugtriebwerke liefern. Die Finanzierung erfolgte zu 85 % durch das Verteidigungsministerium des Vereinigten Königreichs (MOD), und zu 15 % durch Rolls-Royce.[6] Obwohl die Advanced Core Military Engine nur von Großbritannien finanziert wurde war damals bereits klar, dass das Triebwerk das European Fighter Aircraft (EFA) antreiben würde.[7] Das 1984 daraus entwickelte XG-40-Triebwerk sollte ein Schub-Gewicht-Verhältnis von 10:1 demonstrieren, später sollte dieser Wert auf 12:1 gesteigert werden. Das XG-40 würde sich fundamental vom RB199 unterscheiden: Während das RB199 für den Unterschall-Marschflug in geringen Höhen ausgelegt wurde, sollte das XG-40 für eine Flugenveloppe mit Bewaffnung von Mach 0,9 bis Mach 1,6 in 10 bis 13 km Höhe optimiert werden. Um dieses Ziel zu erreichen musste der Trockenschub gegenüber dem RB199 um 80 % erhöht werden,[5] auf etwa 70 kN. Der Nachbrennerschub sollte um 40 % gesteigert werden,[8] auf 90–100 kN.[4] Im Trockenschub sollte der spezifische Verbrauch des RB199 beibehalten werden, während der spezifische Verbrauch des Nachbrenners um 30 % reduziert werden sollte.[5]

Ein RB199 im RAF Museum Cosford

Ab 1982 wurden durch Westdeutschland und Großbritannien noch drei RB199-Demonstrationsprogramme finanziert. Jedes dieser Programme erhöhte den Schub um 20 % und sollte den spezifischen Kraftstoffverbrauch des Nachbrenners reduzieren. Das Triebwerk Demo 1A wurde nur von Rolls-Royce gebaut und sollte Bürstendichtungen, Pulvermetallurgie und Einkristallturbinenschaufeln erproben. Das Triebwerk besaß die verlängerte Jetpipe des RB199 Mk104. Dies führte zum XG-20-Triebwerk, welches vom MOD, Rolls-Royce und der Turbo-Union geleitet wurde. Das XG-20 war mit einem verbesserten Niederdruckverdichter und neuer Hochdruckturbine ausgerüstet, sowie der verlängerten Jetpipe des Mk104 und einem FADEC. Der Test des XG-20 fand im November 1984 bei Rolls-Royce statt, wo es 15 % mehr Trockenschub und 20 % mehr Nachbrennerschub leisten konnte.[8] Das dritte Triebwerk war Demo 20, welches im April 1985 bei MTU lief. Dabei handelte es sich um eine verkürzte Variante mit neuem FADEC. Diese Verbesserungen sollten der RB199-Entwicklung zugute kommen, um im Tornado oder übergangsweise im EFA verwendet zu werden.[7] Für den Hawker Siddeley Harrier war noch ein XG-15-Triebwerk mit 15-20 % mehr Schub (etwa 110 kN) angedacht, welches das Flugzeug mit Mach 1,2–1,3 supercruisefähig gemacht hätte. Mit 30 % mehr Schub durch die XG-40-Technologie wären sogar 126 kN Trockenschub denkbar gewesen.[9]

Das britische XG-40-Triebwerk sollte verglichen mit dem RB199 zwei statt drei Wellen besitzen, und ein Schub-Gewicht-Verhältnis von mindestens 10:1. In maximaler Ausbaustufe sollte das Triebwerk wesentlich fortschrittlicher als das französische Snecma M88 sein, mit Turbineneintrittstemperaturen, welche dem Maximum der stöchiometrischen Kerosin-Luft-Verbrennung entsprechen. Nach dem Programmstart 1982 war der Volltest des kompletten ersten Triebwerks für 1986 geplant.[8] Das Zweite, fortschrittlichere Triebwerk mit einem Schub-Gewicht-Verhältnis von 12:1 sollte später fertiggestellt werden.[5] Das XG-40-Programm wurde in fünf Teile gegliedert: Technologie (Komponentenverbesserung), Triebswerksleistung, Ausdauer, Leistungssteigerung und Gewichtsreduktion. Der Rolls-Royce ACME-Demonstrator lieferte für die Realisierung des XG-40 einen signifikanten Beitrag, während FADEC, Verdichter und Dichtungen von den RB199-Entwicklungsprogrammen kamen.[5] Das XG-40 sollte dabei einen skalierbaren Triebwerkskern für verschiedene Schubwünsche zur Verfügung stellen.[10]

Der Test des XG-40-Kerns, bestehend aus einem fünfstufigen Verdichter und einer einstufigen Turbine, begann im März 1986. Technologische Neuerungen waren ein verstärkter Verdichter und eine stärkere Turbine, Einkristallturbinenschaufeln mit geringer Dichte, fortschrittliche Dichtungen und keramische Beschichtungen in der Brennkammer und Turbine. Die Aerodynamik der Turbine wurde vorher an einem 0,87:1 Modell aus Plastik simuliert.[11] Da das Triebwerk für den Luftkampf optimiert wurde, sollte es weniger Kerosin im Nachbrenner verbrauchen, die Turbineneintritttemperaturen sollten um 150–200 °C höher als beim RB199 liegen, und das Bypassverhältnis weniger als die Hälfte desselben betragen.[5][7] Um dieses Ziel zu erreichen, wurde viel in die Entwicklung von Einkristallschaufelblättern investiert. Ferner wurde ein Diffusor, welcher den Abgasstrahl am Ende der Gasturbine entdreht direkt hinter die Niederdruckturbine gesetzt. Dieses Bauteil aus einer Kobaltlegierung wurde aus einem Stück geschmiedet; zudem wurden sehr dünne Titangehäuse eingesetzt. Der dreistufige Fan, welcher ursprünglich ein Verdichtungsverhältnis von 3,4:1 aufwies und Anschläge gegen das Flattern benötigte, konnte später ohne Anschläge 3,9:1 erreichen. Beim Verdichter wurden verschiedene Stufenzahlen untersucht, fünf erwiesen sich dabei als optimale Lösung. Zu Forschungszwecken besaß der Verdichter verstellbare Statorblätter an der ersten Stufe und Drallregler (engl. inlet guide vanes), wobei die Serienversion des Triebwerks stets ohne geplant war. Das Kompressionsverhältnis betrug 6,5:1. Die Brennkammer baute auf den Erfahrungen des RB199 auf, und die einstufige Hochdruckturbine verwendete neben gekühlten verstellbaren Leitschaufeln auch keramische Beschichtungen. In Tests wurde eine hauseigene Nickellegierung verwendet, der Rotor jedoch so konzipiert, dass auch dichtere Legierungen verwendet werden konnten. Die Hochdruckturbine verwendete eine passive Tip Clearance Control, später wurde noch eine Aktive erprobt.[11] Die Niederdruckturbine war ebenfalls einstufig, mit verstellbaren Leitschaufeln. Die hohe Turbinenaustrittstemperatur machte bei der Entwicklung des Nachbrenners Probleme. Es wurden verschiedene gekühlte Metallstrukturen und ungekühlte Keramiken ausprobiert. Die Düse war wiederum ähnlich wie beim RB199 aufgebaut. Blisks und hohle Schaufeln kamen erst im zweiten Triebwerk zum Einsatz.[12] Die Ölkühlung war konventionell mit Pumpen aufgebaut, wobei ein fortschrittliches System geplant war, das mit Zentrifugalkräften arbeiten sollte.[11] Rolls-Royce entwickelte noch einen „Electronic Engine“ Simulator, um die Software für das FADEC zu debuggen. Diese war besonders komplex, da das XG-40 verstellbare Leitschaufeln und Auslässe im Hochdruckverdichter, verstellbare Leitschaufeln vor der Hochdruckturbine, Hochdruckventile für die Turbinenkühlung und eine verstellbare Schubdüse am Heck besaß.[10]

Zwar wurde das XG-40 nicht explizit als Advanced Fighter Engine für das EFA entwickelt, die Parameter wie das Nebenstromverhältnis von 0,4:1 wurden jedoch sorgfältig für diesen Zweck gewählt. Trotzdem war auch eines der Entwicklungsziele des XG-40, das dieses Triebwerk mit den Einbaumaßen in einem Panavia Tornado auskommen musste.[11] Das zweite XG-40 schloss das ACME-I-Programm mit 200 Betriebsstunden und 4000 Zyklen im Juni 1995 erfolgreich ab.[13] Danach begann das ACME-II-Programm, das die Technologien für ein Triebwerk mit einem Schub-Gewicht-Verhältnis von 20:1 erforschen sollte. Untersuchungen befassten sich mit einer weiteren Gewichtsreduzierung von Verdichtern und Turbinen, keramischen Faserverbundwerkstoffen und variablen Nebenstromverhältnissen (engl. Variable Cycle Engine). ACME II(L) untersuchte Schubvektorsteuerung, während ACME II(T) und ACME II(C) Hochdruck-Triebwerkskerne erforschten. Die Entwicklung des darauf aufbauenden XG-1100-Triebwerks wurde jedoch, wie das dazugehörige Future Offensive Air System, später eingestellt.[14]

Eurojet[Bearbeiten]

Eurojet-Logo

Im Streit um ein EFA-Triebwerk setzten sich letztlich die Briten durch. 1986 wurde auf der Farnborough International Airshow die Gründung des Eurojet-Konsortiums verkündet. Rolls-Royce und MTU übernahmen je 33 % der Anteile, die italienische Avio 21 % und die spanische Firma ITP 13 %. Rolls-Royce sollte für Brennkammersysteme, Hochdruckturbine und Zustandsüberwachung verantwortlich sein, MTU Aero Engines für Nieder- und Hochdruckverdichter sowie die Digital Engine Control and Monitoring Unit (DECMU), Avio für Niederdruckturbine, Nachbrennersystem, Getriebe, Luft- und Ölsystem, und ITP für Schubdüse, Nachbrennergehäuse, Abgasdiffusor, Nebenstromgehäuse und Anbauteile.

Das Triebwerk sollte auf dem XG-40 aufbauen, aber keine Drallregler im Fan besitzen. Zusätzlich bestand Deutschland auf einer konvergent-divergenten Düse, um die Flugleistungen bei hohen Machzahlen zu verbessern.[15] Das EFA sollte eine Höchstgeschwindigkeit von Mach 2,2 erreichen, weswegen ein Schub von über 90 kN bei einer Triebwerksmasse von 900–1000 kg und einem Schub-Gewicht-Verhältnis von 10:1 angepeilt wurde.[16] Das Verdichtungsverhältnis sollte über 25:1 und das Nebenstromverhältnis bei etwa 0,4:1 liegen.[17] Da das Kerntriebwerk des XG-40 verwendet werden sollte waren die Performanceziele konservativ, wobei Eurojet verpflichtet wurde eine Schubsteigerung von 15 % für das EJ200 zur Verfügung zu stellen, indem der Kompressor stärker verdichtet.[18] Im Gegenzug wurde ein Festpreisvertrag abgeschlossen.[19] Bereits damals war klar, dass das EJ200 nicht rechtzeitig für die Flugtests des Eurofighters fertig entwickelt wäre, so dass ein RB199 oder F404 als Übergangslösung im Gespräch war.[20]

Im Jahr 1988 waren die ersten Teile für das EJ200 in der Fertigung, Ende 1989 sollte die erste Zündung erfolgen.[20] Zur Entwicklung wurden drei Design Verification Engines (DVE) gebaut, und ein separater Hochdruckverdichter. Die DVE waren schwerer als die Serienmodelle, da diese nicht gewichtsoptimiert waren. 1991 waren die DVE-Tests beendet, die Triebwerke hatten zu diesem Zeitpunkt bereits 650 Stunden Test hinter sich, davon 80 Stunden Höhentest. 60 % der Höhentests wurden dabei an der Universität Stuttgart durchgeführt. Dabei wurde das Windmilling getestet, die Verbrauchsparameter überprüft usw. Insgesamt wurde der Nachbrenner 2880 mal eingeschaltet, und 8700 mal zwischen Leerlauf, Maximum und Leerlauf gewechselt.[17] Zum Erstaunen der Beteiligten lag das Programm 1991 ein Jahr vor dem Zeitplan. In der Planungsphase wurde diskutiert, ob ein fliegender Teststand für die Entwicklung sinnvoll sei. Letztlich entschied man sich aber dagegen, weil davon nur geringe Vorteile erwartet wurden. Ein Umbau des EAP für die EJ200-Triebwerktests wurde deshalb verworfen. Für die spätere kommerzielle Nutzung wurde die Einbaumöglichkeit des EJ200 in den ADV Tornado untersucht, die positiv ausfiel. Während der Entwicklung litten Fan und Hochdruckverdichter der DVE-Triebwerke noch unter Vibrationen, die beseitigt werden konnten. 1991 stand auch die Vorserie vor der Tür, und Details der Fertigung wurden diskutiert.[19] Es wurden zwölf Full Scale Development (FSD) Triebwerke gebaut, deren größter Unterschied zu den DVE-Triebwerken der Masseverlust war. 1992 waren die Test mit den FSD-Triebwerken beendet, und Mitte 1992 sollte die Freigabe für den Eurofighter erfolgen.[17]

Die Flugerprobung begann am 4. Juni 1995 im dritten Eurofighter-Prototypen DA3,[21] und im Februar 1998 führte der Zweisitzer DA4 erstmals „Supercruise“-Flüge durch.[22] Am 21. November 2002 kam es beim 323. Testflug mit Vorserien-Triebwerken rund 100 Kilometer südlich von Madrid zum Absturz des Prototyps DA6. Zum Zeitpunkt der Zündung der Nachbrenner waren die Schubdüsen beider Triebwerke noch nicht vollständig geöffnet, der entstehende Rückstau führte zu einem Flammabriss. Aufgrund des daraus resultierenden Ausfalls der Hydraulik war das Flugzeug nicht mehr steuerbar und stürzte ab. Es wurde dabei völlig zerstört, die zweiköpfige Besatzung konnte sich mit dem Schleudersitz retten.[23]

Sogenannte Raketenabschuss-Versuche (Missile firings) sind im Rahmen der Triebwerkszulassung für Militärjets vorgeschrieben und konnten bisher ausschließlich unter realen Flugbedingungen mit praktischer Raketenabfeuerung durchgeführt werden. Die dabei auftretenden Temperaturgradienten können zu einer Verdichterblockade und zum Flammabriss führen. Um diesen Effekt zu simulieren, wurde 2004 ein Spezialbrenner auf dem Münchner Bodenprüfstand der MTU und im Höhenprüfstand der Universität Stuttgart vor dem Einlauf des EJ200-Triebwerks installiert und der Funktionsnachweis ohne reale Flüge erbracht.[24]

Die Eurojet-Triebwerke werden unter anderem mit dem Ziel weiterentwickelt, den Eurofighter mit einer 3D-Schubvektorsteuerung auszurüsten und die Triebwerksleistung weiter zu steigern. Erste Analysen zur Schubvektorsteuerung wurden von ITP 1991 begonnen, und 1994–1995 wurde die erste Studie dazu angefertigt, welche 1998–2000 mit MTU aktualisiert wurde. ITP begann 1995 die Technologie-Demonstrationsphase. Der erste Prototyp wurde ab 1996 gefertigt, und im Juli 1998 zum ersten Mal getestet. Nach einem strengen Testprogramm in Spanien wurde das Triebwerk mit Schubvektordüse im Jahr 2000 im Höhenprüfstand der Universität Stuttgart getestet.[25] Unabhängig davon wird eine Senkung der Lebensdauerkosten, ein verringerter Treibstoffverbrauch und eine Schubsteigerung um bis zu 30 % untersucht.[26]

Technik[Bearbeiten]

Neben guter Antriebsleistung wurde auch auf einfache Wart- und Reparierbarkeit, sowie geringe Gesamtbetriebskosten Wert gelegt.[27] Der Austausch eines Eurojet-Triebwerks dauert mit 4 Personen weniger als 45 Minuten. Das Triebwerküberwachungssystem (Engine Health Monitoring System - EHMS), bestehend aus EMU und DECU kontrolliert den Triebwerkstatus. Dieses System ermöglicht die so genannte „On condition“-Wartung, also ohne die Notwendigkeit, periodische Wartungsintervalle einhalten zu müssen. Die Wartungsmannschaft arbeitet dabei mit einem Portable Maintenance Data Store (PMDS) Computer, mit dem Triebwerksstörfälle ausgelesen werden können und in dem die "Lebensgeschichte" jedes Triebwerks aufgezeichnet wird.[28] Sämtliche Komponenten sind für eine lange Lebensdauer ausgelegt, 6000 Stunden bei den Kaltteilen und bis zu 3000 Stunden bei den Heißteilen.[29] Das Triebwerk ist auch gegen Vogelschlag sehr resistent; in Tests wurde ein „Schwarm“ von elf toten Vögeln à 85 Gramm ins Triebwerk gesaugt, und es lief es ohne Beeinträchtigung weiter.[30]

Strahltriebwerk[Bearbeiten]

Der Triebwerkskern, bestehend aus Brennkammer, Turbinen und Nachbrenner ist vom XG-40 abgeleitet. Der Verdichter wurde von MTU und Rolls-Royce neu entwickelt, und unterscheidet sich deshalb vom XG-40. Laut Colin Green, damals Managing Director von Eurojet, ist der Hauptunterschied des Eurojets zum Pratt & Whitney F119, dass das EJ200 ein Ganzmetalltriebwerk ist. Im Gegensatz zum ATF-Triebwerk kommen keine strukturellen Keramiken oder C/C-Komposite zum Einsatz. Die Integration von Keramiken und Verbundwerkstoffen in den Eurojet ist aber bei zukünftigen Leistungssteigerungen denkbar.[18] Im Vergleich zum Turbo-Union RB199 benötigt das EJ200 37 % weniger Teile (1800 statt 2845) und entwickelt wesentlich mehr Schubkraft bei gleichen Ausmaßen.[31] Das Schub-Gewicht-Verhältnis des EJ200 beträgt bei einem Triebwerksgewicht von 1035 kg 9,5:1.[32] Der ursprünglich geplante Rekordwert von 10:1 konnte dagegen nicht erreicht werden, da der Hochdruckverdichter des EJ200 schwerer wurde, als die Zielvorgabe vorsah.[33]

Turbofan[Bearbeiten]

Das EJ200 von vorne

Das EJ200 ist ein Zweiwellentriebwerk mit geringen Nebenstromverhältnis („leaky turbojet“). Das geringe Nebenstromverhältnis von 0,4:1 wurde für hohe Trockenschubkraft und einen guten Vortriebswirkungsgrad im Überschall gewählt. Ein größerer Kern mit geringerem Nebenstromverhältnis (vgl. M88 und F119 mit ≤0,3:1) hätte das Triebwerksgewicht erhöht und den spezifischen Verbrauch verschlechtert. Da der Außendurchmesser des Triebwerkes später nicht geändert werden kann, musste ein Nebenstromverhältnis von über 0,3:1 gewählt werden, damit spätere Versionen einen größeren Triebwerkskern nutzen können. Die eintretende Luft wird durch einen Niederdruckverdichter in drei Stufen auf ein Druckverhältnis von 4,2:1 verdichtet. Der Hoch- und Niederdruckverdichter werden in sogenannter Blisk-Technologie hergestellt, wobei Verdichterscheiben und -schaufeln aus einem Stück bestehen, was das Gewicht reduziert. Spätere Versionen sollen das Druckverhältnis auf 4,8:1 erhöhen.[27] Bei der Entwicklung wurde technologisches Neuland betreten, indem die Blisks im Reibschweißverfahren gefertigt werden.[34] Die Schaufelblätter aus einer Titanlegierung sind mehr als doppelt so groß wie beim Turbo-Union RB199 und hohl. Der nachfolgende Hochdruckverdichter mit 3D-Beschaufelung und superkritischen Verdichterschaufelprofilen erzeugt mit nur fünf Stufen ein Druckverhältnis von 6,2:1 und liegt damit weltweit an der Spitze dieser anspruchsvollen Technologie.[16] Das Triebwerk kommt mit nur einem Satz Drallregler im Hochdruckverdichter aus.[35][36] Die beiden Verdichter rotieren gegenläufig zueinander und erzeugen so ein Gesamtdruckverhältnis von bis zu 26:1.[35] In der Ringbrennkammer werden Luft und Treibstoff miteinander verbrannt, die Treibstoffeinspritzung erfolgt im air spray-Verfahren.[27] Die Brennkammer ist mit Endoskopen zugänglich.[35] Die Turbineneintrittstemperatur liegt bei ungefähr 1800 Kelvin. Die Hoch- und Niederdruckturbine bestehen aus je einer Stufe und verwenden luftgekühlte Einkristallblätter aus einer Nickellegierung mit einer keramischen Beschichtung aus Nickel, Chrom und Yttrium als Wärmedämmschicht. Diese Beschichtung muss regelmäßig nach eventuellen Beschädigungen überprüft werden.[13] Die Turbine verwendet Active Tip Clearance Control. Dabei strömt Luft durch das Triebwerksgehäuse, um das Spaltmaß zwischen Gehäuse und Rotorstufen konstant zu halten, was den Wirkungsgrad steigert und den Treibstoffverbrauch reduziert.[37] Ein Novum ist auch der von Avio entwickelte rotierende Öltank, der auch bei negativen g-Beschleunigungen des Flugzeugs im Öltank positive g-Belastungen, und damit eine sichere Schmierung des Triebwerks bei allen möglichen Flugmanövern gewährleistet.[16]

Nachbrenner[Bearbeiten]

Da die Abgastemperaturen der Niederdruckturbine wesentlich höher als bei älteren Triebwerken sind, müssen die Flammhalter des Nachbrenners durch die Beipassluft gekühlt werden. Durch den geringen Nebenstrom muss etwa die Hälfte der Beipassluft zur Kühlung verwendet werden, sodass nur die andere Hälfte zur Verbrennung im Rohr zur Verfügung steht. Der Nachbrenner wird im „Hot Shot“-Verfahren gezündet. Wird der Augmentor nur bei Teillast betrieben, wird der Kraftstoff in den Kernstrom gesprüht, da dort die Verbrennungsbedingungen am besten sind. Erst wenn Stöchiometrie erreicht wird, wird zusätzlich Kraftstoff in den Beipassstrom gespritzt.[38]

Schubdüse[Bearbeiten]

Schubvektorprototyp des EJ200

Nach dem Nachbrenner folgt eine verstellbare konvergent-divergente Düse ohne Schubvektorsteuerung. Ursprünglich wurde nur eine konvergente Düse untersucht – das Triebwerk sollte so einfach und leicht wie möglich aufgebaut sein – allerdings ließen sich die Anforderungen zur Abfangjagd nicht erfüllen. Trotz der Zusatzmasse entschied man sich schließlich für eine verstellbare konvergent-divergente Düse, da so der Verbrauch im Überschall-Marschflug reduziert, und die Ausdauer um 25 % gesteigert werden konnte. Nebenbei konnte dadurch auch der Luftwiderstand des Flugzeughecks reduziert werden.[27]

ITP entwickelt noch eine 3D-Schubvektordüse für das EJ200, wobei MTU als Partner die Entwicklung der elektronischen Steuerung übernahm. Das System besteht aus drei Ringen, welche durch vier hydraulische Aktuatoren angesteuert werden. Die Schubvektorsteuerung könnte auch nur drei Aktuatoren verwenden, allerdings müsste dann auf die unabhängige Kontrolle der Austrittfläche verzichtet werden. Die drei Ringe sind kardanisch aufgehängt, und ermöglichen die Steuerung dreier Freiheitsgrade: Nickwinkel, Gierwinkel und Düsenaustrittfläche. Wird der äußere Ring zweigeteilt, kommt der Düsenhalsdurchmesser als vierter Freiheitsgrad hinzu. Durch diese komplexere Anordnung kann durch optimierte Aerodynamik der Nettoschub im Supercruise um bis zu 7 % erhöht werden, und der Nachbrennerschub beim Abheben um 2 %. Der Prototyp konnte den Schubstrahl um 23° mit 110°/s umlenken, wobei dank Gelenken auch 30–35° Umlenkwinkel realisierbar sind. Durch geschickte Ausbalancierung der Düsenschaufeln wird ein Teil der Kraft des Abgasstrahls zur Unterstützung der Umlenkung verwendet, sodass die Aktuatoren 15 % weniger leisten müssen. Mit der Schubvektorsteuerung soll der Trimwiderstand reduziert, die Start und Landestrecke verkürzt und die Flugsicherheit durch mehr Steuerflächen erhöht werden, was bei einer typischen Kampfmission zu etwa 3 % Kraftstoffeinsparung führt. Neben der Erhöhung der Manövrierfähigkeit im aerodynamischen Flug kann das Flugzeug damit auch nach einem Strömungsabriss noch kontrolliert gesteuert werden.[25]

Digital Engine Control and Monitoring Unit[Bearbeiten]

Die Steuerung des Triebwerks erfolgt über die Digital Engine Control and Monitoring Unit (DECMU). Die kraftstoffgekühlte DECMU wurde ab Tranche 2 an das EJ200 Triebwerk montiert und wird von MTU produziert. Tranche 1 Flugzeuge besitzen mit der DECU und der EMU getrennte Systeme. Das DECMU vereint beide Systeme in der DECU, reduziert das Volumen um 5 Liter und das Gewicht um 5 kg und besitzt eine um 20 % gesteigerte Rechenleistung. Das Gerät ist gegen elektromagnetische Pulse gehärtet und kann von -40 °C bis +125 °C eingesetzt werden. Die DECMU kann in Zukunft auch für die Steuerung der Schubvektordüse verwendet werden.[39] Im folgenden Abschnitt werden beide Systeme getrennt erläutert:

Digital Electronic Control Unit[Bearbeiten]

Triebwerk mit angeflanschtem digitalen Triebwerksregler

Die digitale elektronische Regel- und Steuerungseinheit (engl. Digital Electronic Control Unit, kurz DECU) überwacht ihre Hardware und andere Regelungskomponenten und erkennt Vorfälle, die den Triebwerksbetrieb beeinflussen. Die DECU wird an das Strahltriebwerk montiert und mit dessen Kerosin gekühlt. Sie besteht aus zwei identischen Lanes (dt. etwa Bahnen, Spuren), die intern miteinander kommunizieren, so dass jede Lane auf die Daten der anderen zugreifen kann. Beide überwachen die Triebwerksfunktionen, dazu gehören der Treibstoffdurchfluss in die Brennkammer und in den Nachbrenner, die Verstellung der zusammen- und auseinanderlaufenden Düse und der Winkel des Drallreglers (engl. variable guide vane angle, dt. etwa variabler Winkel der Leitschaufel) um die geforderte Schubkraft zu erreichen, ohne dabei Grenzwerte zu überschreiten. Zur Kontrolle wurden integrierte Testeinrichtungen (BIT) eingebaut, um den Zustand des Triebwerks zu überwachen und im Schadensfall eine Funktionsreduzierung durchzuführen. Die „Initiated BIT“ werden vor und nach einem Triebwerkslauf oder auf Anfrage des „Maintenance Data Panel (MDP)“ durchgeführt, die „Continuous BIT“ während des Betriebes.[28]

DECU Initiated BIT DECU Continuous BIT
RAM und PROM Speicher Sensor Funktionstests
RAM-Adressierung Test des Eingangssignals
Uhrzeit und Interrupt-Logic Externer Bus
Interface Kalibration DECU CPU-Test
Hardware/Software Fehler Kurzschlüsse
Drehzahlregler Zündkerzen, Aktuatoren

Die DECU ist direkt mit dem Triebwerk und über den zweifach redundanten Flight Control System Bus mit den Cockpit verbunden. Fehler in der BIT-Routine, die zu einem Lane-Wechsel, dem Widerrufen eines Steuerkommandos oder einem Kontrollverlust führen, werden im Cockpit angezeigt. Die DECU identifiziert auch Fehler im Treibstoffsystem, Ölfluss und Hydrauliksystem (Filterverstopfung, zu niedriger Druck, zu niedriger Füllstand, zu hohe Temperatur). Die einzige Fehlermeldung, die von der EMU über die DECU direkt zum Cockpit gesendet wird, ist eine Vibrationswarnung. Die DECU achtet auch auf unerwarteten Leistungsverlust im Triebwerksbetrieb. Sollte dies vor dem Abheben eintreten, wird im Cockpit eine Warnmeldung angezeigt.[28]

Engine Monitoring Unit[Bearbeiten]

Eurofighter mit gezündeten Nachbrennern

Die Triebwerksüberwachungseinheit (englisch Engine Monitoring Unit, kurz EMU) teilt alle Vorfälle und Ausfälle mit und überwacht Schwingungen, Partikel im Öl, Triebwerksleistung und Lebensdauerverbrauch der Triebwerkskomponenten und stellt das zentrale Element der Datenverarbeitung des EJ200 dar. Die EMU ist luftgekühlt in der Avionikbucht des Eurofighter eingebaut, ab Tranche 2 wurde sie in das DECMU integriert, wodurch der Platz in der Avionikbucht nun frei wird. Sie besteht ebenfalls aus zwei identischen Lanes, welche die beiden Triebwerke des Typhoon überwachen. Die EMU und die DECU sind miteinander über einen MIL-STD-1553-Bus verbunden. Die EMU führt ebenfalls Initiated/Continuous BIT-Operationen für sich und seine Sensoren durch, zum Beispiel den vorderen und hinteren Vibrationssensor und den Ölsensor (englisch Oil Debris Monitoring).[28]

Die EMU beinhaltet eine Logik, die Momentaufnahmen von Triebwerksparametern durchführt und mit Flugparametern abgleicht. Damit wird die Schubkraft im Flug bestimmt, die so gewonnenen Daten werden zur Triebwerksregelung verwendet: Die maximale Trockenschubkraft bleibt so die ganze Lebensdauer des Triebwerks über konstant. Dieses Temperatur- und Geschwindigkeitslimit schafft Sicherheitsmargen, um die Lebensdauer zu erhöhen. Unterschreitet die Sicherheitsmarge einen bestimmten Wert, ist eine Wartung nötig. Das Temperatur- und Geschwindigkeitslimit kann auch aufgehoben werden, so dass die DECU das Triebwerk mit maximaler Leistung arbeiten lässt.[28] Diese Einstellung wird als War Setting bezeichnet.

Das EJ200 ist mit zwei Beschleunigungssensoren ausgerüstet, einer im vorderen, der andere im hinteren Teil des Triebwerksgehäuses. Diese Sensoren stellen Vibrationen im Triebwerk fest und können die Quelle der Störung lokalisieren, ob es sich zum Beispiel um Verdichter oder Turbine handelt, oder ob der Hochdruck- oder Niederdruckteil davon betroffen sind. Die Daten der Sensoren werden aufgezeichnet und mit einem Zeitstempel versehen, damit die Software mögliche langfristige Steigerungen erkennen kann und gegebenenfalls Wartungsbedarf meldet. Bei ungewöhnlich starken Vibrationen wird eine Warnmeldung ins Cockpit gesendet.[28]

Die EMU überwacht die Lebensdauer der kritischen Bauteile des EJ200 in Abhängigkeit vom möglichen Versagenfall in Echtzeit. Dabei wird mit Hilfe von Sensoren, die Strömungsgeschwindigkeit, Temperaturen und Drücke messen, die Temperaturverteilung und mechanische Belastung der Bauteile errechnet. Die Tabelle listet die Sensoren auf, sowie den möglichen Versagensfall des Bauteils, für den die Lebensdauer von der Triebwerksüberwachungseinheit errechnet wird:[28]

Bauteil Zahl der Sensoren Versagensfall
Niederdruckverdichter 14 Ermüdungsbruch
Hochdruckverdichter 34 Ermüdungsbruch
Brennkammer 2 Ermüdungsbruch
Hochdruckturbine 2 (an Schaufeln) Kriechen, Thermo-mechanische Ermüdung
Hochdruckturbine 13 (andere) Ermüdungsbruch
Niederdruckturbine 1 (an Schaufeln) Kriechen
Niederdruckturbine 8 (andere) Ermüdungsbruch

Die Ölüberwachung misst zusätzlich die Zahl der Metallpartikel im Schmieröl, um Getriebe- und Lagerschäden frühzeitig entdecken zu können. Dazu wurde ein Magnetsensor in den Ölfilter integriert, um Metallpartikel zu fangen und zu detektieren. Der Sensor besteht aus einer Magnetspule, die Teil eines Schwingkreises ist. Die Ölüberwachung ist auch bei Tranche 1 Flugzeugen am Strahltriebwerk montiert und kommuniziert dort über den Digital Direct Link (DDL) mit der EMU in der Avionikbucht. Ab Tranche 2 ist es mit dem DECMU am Triebwerk verbunden. Der Sensor sendet ein Signal, was der eingesammelten Masse entspricht. Eine plötzliche Zunahme an Masse bedeutet, dass ein großer Partikel eingefangen wurde, so kann der Sensor zwischen kleinen und großen Partikeln (Splitter) unterscheiden. Aus der Massezunahme am Detektor pro Zeit kann errechnet werden, ob die Abnutzung der Triebwerkskomponenten normal verläuft.[28]

Versionen[Bearbeiten]

EJ200 von der Seite, dahinter RB199

Wie Colin Green, damals Managing Director von Eurojet bereits anmerkte, waren die Performanceziele des EJ200 konservativ.[19] Das Triebwerk wird im Normalfall gedrosselt gefahren, um den Wartungsaufwand zu minimieren und die Lebensdauer zu erhöhen. Da der Triebwerkskern des XG-40 verwendet wird, kann der Motor eine wesentlich höhere Leistung als gefordert abrufen. Im War Setting (dt. Gefechtseinstellung) entwickelt er eine Trockenschubkraft von 69 kN und 95 kN mit Nachverbrennung.[13] Diese Schubsteigerung wird realisiert, indem der Kompressor stärker verdichtet. Der Lufteinlauf des Eurofighters wurde bereits für diese Triebwerksleistung dimensioniert.[18] Das vertragliche Relikt kann problemlos zwischen zwei Flügen über ein spezielles Notebook entfernt werden, sodass der XG-40-Kern seine volle Leistung entfalten kann.[30] Das EJ200 kann auch im Notfall eine höhere Leistung bereitstellen und erreicht dann 102 kN für wenige Sekunden.[40]

XG-40[Bearbeiten]

Entwicklungsmodell und Urahn der Eurojets. Zwei Triebwerke wurden gebaut, mit einem Schub-Gewicht-Verhältnis von 10:1 und 12:1. Die da die Masse des Triebwerks bei etwa 900 kg lag, müsste eine Schubkraft von 90 kN bzw. 108 kN erreicht worden sein. Die 108 kN werden auch in der Literatur zum EJ200 angegeben.[41][4] Die offiziellen Angaben von Rolls-Royce zur Schubkraft der XG-40 sind „über 50 kN“ trocken und „über 90 kN“ mit Nachbrenner.[10] Durch die oben erwähnten Performanceziele, 80 % mehr Trocken- und 40 % mehr Nachbrennerschub als das RB199 zu erzielen, kann eine Trockenschubkraft von 69–73 kN und ein Nachbrennerschub von 92–102 kN errechnet werden. Das entspricht fast exakt den EJ200-Werten in Gefechtseinstellung.

EJ200[Bearbeiten]

Die Triebwerke der Tranche 1 Flugzeuge sind mit getrennter EMU und DECU ausgerüstet. Diese Baureihe wird als Mk 100 bezeichnet. Das Triebwerk wird im Normalfall gedrosselt gefahren. In dieser Einstellung leistet es eine Trockenschubkraft von 59 kN und 89 kN mit Nachverbrennung.[42] Die Serienversion der Tranche 2 mit integrierter DECMU wird als Mk 101 bezeichnet. Hier wurde die Schubkraft im Nachhaltigkeitsmodus auf 60 kN trocken und 90 kN nass erhöht.[35][32]

EJ230[Bearbeiten]

Befindet sich in Entwicklung für zukünftige Kampfwertsteigerungen.[43] Anvisiert sind etwa 72 kN Trocken- und ungefähr 103 kN Nachbrennerschub.[13] Für diese unspektakuläre Leistungssteigerung soll ein neuer Fan mit höherem Verdichtungsverhältnis eingebaut werden. Ferner ist die Integration der Schubvektorsteuerung anvisiert.[44]

Technische Daten[Bearbeiten]

XG-40-1[11] XG-40-2 EJ200 Mk 100[42] EJ200 Mk 101 EJ230[45][13]
Erstlauf 1986 >1986 2003 2008 TBA
Masse ~900 kg 1037 kg ~1000 kg >1000 kg
Länge 4 m
Fan-Durchmesser 0,74 m
Verdichter
Bypassverhältnis 0,4:1
Verdichtung Fan 3,9 (-) 4,2:1 4,2:1 (4,8:1)
Verdichtung Kompressor (6,6:1) (-) (6:1) 6,2:1 6,2:1
Verdichtung gesamt 26:1 (-) 25:1 26:1 (30:1)
Verbrennung
Turbineneintrittstemperatur 1800+ K 1755 K ~1800 K (-)
Verbrauch Trocken etwa 22 g/kNs und 48 g/kNs mit Nachbrenner
Massedurchsatz vmtl. >74 kg/s 73,9 kg/s ~76 kg/s TBA
Schubdüse
Aufbau konvergent verstellbar konvergent-divergent verstellbar dito mit 3D-Steuerung
Umlenkgeschwindigkeit N/A 110°/s
max. Umlenkwinkel N/A 23°
Schubentwicklung
Schub ohne Nachbrenner 69 kN (72 kN) 59 kN 60 kN 72 kN
Schub mit Nachbrenner 90-100 kN 108 kN 89 kN 90 kN 103 kN
Schubdichte, trocken 160 kN/m² (167 kN/m²) 137 kN/m² 139 kN/m² 167 kN/m²
Schub/Gewicht, nass 10:1 12:1 9:1 9:1 10:1

Nutzer[Bearbeiten]

7L-WG mit gezündeten Nachbrennern

Bisher wird der Eurojet nur im Eurofighter Typhoon und im Bloodhound SSC verwendet. Allerdings sind weitere Plattformen denkbar, welche bereits untersucht wurden. Dazu zählen Kampfflugzeuge:

  • Euro consortium roundel.svg Eurofighter Typhoon: Erst- und Hauptnutzer. Ermöglicht es dem Waffensystem, dauerhaft im Überschall zu manövrieren, um die Effektivität und Überlebensfähigkeit zu steigern. Da die Trockenschubkraft des EJ200 nur gering unter dem Nachbrennerschub des RB199 Mk104 liegt, mit dem DA2 bereits Mach 2 erreichte, und sind nur geringfügig langsamere Geschwindigkeiten ohne Nachbrenner möglich.
  • Panavia consortium roundel.svg Panavia Tornado: Die Einbaumöglichkeit in den Tornado ADV wurde 1991 untersucht, und 1992 für den Tornado IDS. Beide Untersuchungen fielen positiv aus.[46] Da der Trockenschub des Eurojets den Nachbrennerschub des Tornado IDS übersteigt, wären hohe Marschgeschwindigkeiten möglich, um die Überlebensfähigkeit gegen SAM-Stellungen und Abfangjäger zu verbessern. Der spezifische Leistungsüberschuss würde ebenfalls deutlich steigen.
  • Flag of Sweden.svg Saab 39: Eurojet bietet das EJ230 mit Schubvektorsteuerung für den Einbau in die Gripen NG an.[44] Da der Trockenschub mit 72 kN über dem des General Electric F414G mit 63 kN liegt, wären höhere Supercruisegeschwindigkeiten möglich.

Trainingsmaschinen und leichte Kampftrainer:

  • Flag of Brazil.svg Flag of Italy.svg AMX International AMX: Eine abgeänderte Version des Eurojets ohne Nachbrenner und mit 75 kN Trockenschub wurde untersucht.[44]
  • Flag of Europe.svg EADS Mako: Diese Version wurde auch für den Mako-Trainer untersucht, da die 75 kN Schubkraft des F414 so auch ohne Nachbrenner realisierbar gewesen wären, um die Höchstgeschwindigkeit von Mach 1,5 zu erreichen. Die bewaffnete Version sollte mit einer 90-kN-Version des Eurojets ausgerüstet werden.[44]

Zivile Applikationen:

  • Bloodhound SSC: Das Bloodhound Super Sonic Car ist ein Raketenauto, mit dem ein neuer Landgeschwindigkeitsrekord aufgestellt werden soll. Das Fahrzeug besitzt ein Raketentriebwerk und ein Eurojet EJ200, welcher etwa 90 kN leisten wird.

Weblinks[Bearbeiten]

 Commons: Eurojet EJ200 – Sammlung von Bildern, Videos und Audiodateien

Einzelnachweise[Bearbeiten]

  1. FLIGHT INTERNATIONAL: Military propulsion technology, 15. Januar 1983
  2. AGARD FMP Symposium on "Technology for Sustained Supersonic Cruise and Maneuver" 10. - 13. Oktober 1983, Brüssels
  3. FRANZ ENZINGER, Messerschmitt-Boelkow-Blohm GmbH: Program review of European Fighter Aircraft, American Institute of Aeronautics and Astronautics Chapter DOI: 10.2514/6.1988-2120, 1988
  4. a b c FLIGHT INTERNATIONAL: Who will power EFA?, 14. April 1984
  5. a b c d e f FLIGHT INTERNATIONAL: Turbo-Union trio to power EFA?, 17. August 1985
  6. Rolls Readies Demonstrator Engine For European Fighter Aircraft. In: Aviation Week & Space Technology, McGraw-Hill, 23. Juni 1986. Abgerufen am 5. Juli 2007. 
  7. a b c FLIGHT INTERNATIONAL: Front-line Power, 12. April 1986
  8. a b c FLIGHT INTERNATIONAL: EFA engine alternatives, 25. Mai 1985
  9. FLIGHT INTERNATIONAL: Maintaining the Harrier Connection, 1. Juni 1985
  10. a b c FLIGHT INTERNATIONAL: XG.40=EJ200 Q.E.D.?, 4. Juli 1988 (PDF; 1,6 MB)
  11. a b c d e Rolls-Royce: XG40-Rolls-Royce Advanced Fighter Engine Demonstrator, 26. April 1988 (PDF; 630 kB)
  12. FLIGHT INTERNATIONAL: XG.40=EJ200 Q.E.D.?, 4. Juli 1988 (PDF; 2,3 MB)
  13. a b c d e Eurofighter Typhoon - Engines, abgerufen am 13. Mai 2013
  14. FLIGHT INTERNATIONAL: Will the UK develop its own stealth aircraft?, 8-14. November 1995
  15. FLIGHT INTERNATIONAL: Eurofighter engine company nears formation, 23. August 1986
  16. a b c Springer: Klassifizierung der Flugzeugtriebwerke
  17. a b c FLIGHT INTERNATIONAL: Power to Progress, 16. April 1991
  18. a b c FLIGHT INTERNATIONAL: The power behind EFA, 18. Juli 1987
  19. a b c FLIGHT INTERNATIONAL: Eurojet looks beyond EFA, 1. Juli 1989
  20. a b FLIGHT INTERNATIONAL: Eurojet builds first EFA engine, 21. Mai 1988
  21. Flug Revue: Eurojet EJ200, abgerufen am 9. Mai 2013
  22. airpower.at: DA4, abgerufen am 9. Mai 2013
  23. airpower.at: Fragen zum Eurofighter Typhoon. Abgerufen am 19. April 2011.
  24. Uni-Stuttgart: Feuertaufe bestanden - EJ200-Antrieb pariert im Raketenstrahl (PDF; 423 kB), abgerufen am 9. Mai 2013
  25. a b ITP: Thrust Vectoring Nozzle for Modern Military Aircraft, NATO RTO 8-11. Mai 2000 (PDF; 567 kB)
  26. FlugRevue 4/2008, S.102-103, Eurojet EJ200: Mehr Leistung und weniger Kosten
  27. a b c d Schäffler, Lauer (MTU): Design of a new Fighter Engine - the dream in an engine man’s life, 11-15 Mai 1998 (PDF; 1,2 MB)
  28. a b c d e f g h Monitoring the EJ200 Engine - MTU (PDF; 395 kB), 19. bis 21. September 1995, abgerufen am 13. April 2010
  29. EADS N.V.: Antrieb - EJ200, 26. Februar 2010, abgerufen am 13. April 2010
  30. a b Cockpit: Triebwerke der Superlative: Eurojet EJ200, Nr. 5/Mai 2010 (PDF; 6,2 MB)
  31. airpower.at: Eurofigher Triebwerke - Entwicklung, abgerufen am 9. Mai 2013
  32. a b MTU Aero Engines: EJ200, abgerufen am 13. April 2010
  33. MTU Aero Engines: DESIGN IMPROVEMENTS OF THE EJ 200 HP COMPRESSOR, 4. bis 7. Juni 2001, abgerufen am 13. April 2010
  34. Bundesamt für Wehrtechnik und Beschaffung: Triebwerk EJ 200, 23. April 2008, abgerufen am 13. April 2010
  35. a b c d Produktseite: EUROJET Turbo GmbH, abgerufen am 13. April 2010
  36. Rolls Royce: EJ200 turbofan (PDF; 475 kB), abgerufen am 13. April 2010
  37. South Asia Defence & Strategic Review: Heat of the Matter will Kaveri Deliver?, 26. September 2008, abgerufen am 13. April 2010
  38. NATO RTO: The Mission Defines the Cycle: Turbojet, Turbofan and Variable Cycle Engines for High Speed Propulsion (PDF; 4,1 MB)
  39. MTU Aero Engines: EJ200 – Digital Engine Control and Monitoring Unit (DECMU) (PDF; 189 kB), abgerufen am 13. April 2010
  40. airpower.at: Triebwerke - Entwicklung
  41. FLIGHT INTERNATIONAL: EJ.200 runs this year, 17. September 1988
  42. a b Elodie Roux: Turbofan and turbojet engines: database handbook, ISBN 978-2-9529380-1-3, 2007
  43. Eurofighter World: EUROFIGHTER REACHES THE REALMS OF THE F-22 (PDF; 2,2 MB)
  44. a b c d Flightglobal: Eurojet aims EJ200 variant at thrust vectored Gripen, 27. Mai 1998, abgerufen am 10. Mai 2013
  45. Jane's All the World's Aircraft 1999-00
  46. FLIGHT INTERNATIONAL: Germans consider EJ-200 for Tornado, 24-30. Juni 1992 (PDF; 1,4 MB)