Strahltriebwerk

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Dieser Artikel stellt die Funktion von Turbinen-Luftstrahltriebwerken dar. Für andere auf ausströmendem Gas beruhende Triebwerksarten siehe Luftfahrtantrieb.

Ein Strahltriebwerk, auch Turbinen-Luftstrahltriebwerk, Düsentriebwerk, oder Strahlturbine ist eine Gasturbine, die vor allem als Triebwerk verwendet wird und nach dem Prinzip des Rückstoßantriebes arbeitet. Strahltriebwerke saugen die Umgebungsluft an und stoßen die Verbrennungsprodukte und meist noch zusätzliche Luft als heißen Antriebsstrahl wieder aus, wobei durch den Rückstoß eine Schubkraft erzeugt wird. Weil im Unterschied zum Raketentriebwerk der für die Verbrennung notwendige Sauerstoff der angesaugten Luft entnommen wird, spricht man auch von luftatmenden Triebwerken.

Das Strahltriebwerk ist von herausragender Bedeutung für den kommerziellen Luftverkehr. Der mit Abstand größte Teil der Transportleistung von Flugzeugen wird mit Strahltriebwerken erbracht: in (militärischen) Überschallflugzeugen kommen Turbojets oder Turbofans zum Einsatz, im kommerziellen Luftverkehr dominieren die Mantelstromtriebwerke (Zweistromtriebwerk, Turbofan) oder Turboprop-Maschinen. Außerhalb der Luftfahrt kommen Strahltriebwerke nur in sehr geringem Maße zum Einsatz.

Ein Turbofan-Triebwerk der 1970er Jahre, Typ Rolls-Royce RB211

Funktionsweise[Bearbeiten]

Wirkungsprinzip[Bearbeiten]

Schub, Geschwindigkeit, Temperatur und Druck in einem Strahltriebwerk
Luftstrom am Triebwerk beim Start eines Flugzeuges. (Auf Bild klicken für vergrößerte Ansicht.)

Ein Strahltriebwerk ist in der heutigen Form fast immer ein Turbinen-Luftstrahltriebwerk (im Gegensatz zum Staustrahltriebwerk). Dieses saugt die Umgebungsluft ein und komprimiert sie zur Druckerhöhung in einem Verdichter. In der nachfolgenden Brennkammer wird der Treibstoff (in der Regel Kerosin) eingespritzt und diese Mischung dann verbrannt. Die Verbrennung erhöht die Temperatur und die Strömungsgeschwindigkeit, wobei der statische Druck des Gases leicht abfällt. Die dem Gas zugeführte Strömungsenergie wird dann in der dahinter folgenden Turbine teilweise in Drehbewegung umgesetzt, wobei das Gas noch weiter expandiert (die Turbine entzieht also Energie). Die Turbine dient als Antrieb des Verdichters, des Fans und anderer Aggregate (z. B. Generator, Hydraulikpumpe). Das Gas expandiert in die hinter der Turbine liegende Schubdüse auf fast Umgebungsdruck, wobei die Strömungsgeschwindigkeit weiter gesteigert wird. Bei vielen im militärischen und Überschall-Bereich arbeitenden Strahltriebwerken ist zur Leistungssteigerung hinter der Turbine noch ein Nachbrenner angebracht.

Dieser Prozess kann durchaus mit dem in einem Kolbenmotor verglichen werden, wobei jedoch alle vier Takte – Ansaugen, Verdichten, Verbrennen und Ausstoßen – gleichzeitig und kontinuierlich stattfinden. Die dadurch entsprechend Newtons Reaktionsprinzip entstehende Kraft ist der Schub (und ggf. Wellenleistung). Der Vorteil des Strahlantriebes gegenüber dem Antrieb über einen Kolbenmotor liegt in seiner Effizienz bei hohen Geschwindigkeiten (speziell bei Überschallgeschwindigkeit) in großen Höhen und in seiner hohen Leistungsdichte.

Ein einfaches Strahltriebwerk beschleunigt eine relativ geringe Masse Luft sehr stark, wohingegen ein Propeller eine große Luftmasse weitaus schwächer beschleunigt.

Je nach Bauart des Triebwerks entzieht die Turbine mehr oder weniger Leistung aus der Gasenergie (beim Wellenleistungstriebwerk z. B. fast vollständig, beim Turbojet hingegen wird nur wenig Gasenergie entzogen). Bei vielen Triebwerken ist ein Fan vorhanden, der zusätzliche Antriebsenergie auf den Mantelstrom überträgt.

Nachteilig sind der hochgenaue Fertigungsaufwand und die damit verbundenen hohen Beschaffungskosten. Dies schließt diese Antriebe fast vollständig vom Markt der Sport- und Hobbyflugzeuge aus. Eine Ausnahme stellen die Triebwerke Microturbo Cougar und Microturbo TRS-18 dar, die von dem Amateurbauflugzeug Bede BD-5 Microjet verwendet werden. Turbinen-Luftstrahltriebwerke sind im Vergleich zu Kolbenmotor/Propeller-Kombinationen empfindlich gegenüber Fremdkörpern (siehe auch Vogelschlag). Schon eine erhöhte Staubbelastung kann die Wartungsintervalle drastisch verkürzen. Hingegen ist das Einsaugen von Wassertropfen auch bei schwerem Regen unproblematisch.

Das Anlassen des Triebwerkes erfolgt, indem der Verdichter auf eine Mindestdrehzahl gebracht wird. Dies kann durch Einblasen von Luft, elektrisch, mittels einer getrennten Turbine mit Untersetzungsgetriebe (Luftstarter/Kartuschenstarter) oder durch einen kleinen Verbrennungsmotor erfolgen. Im Allgemeinen wird heute ein elektrischer Anlasser für kleinere Triebwerke verwendet, alle kommerziellen Triebwerke der Airbus- oder Boeing-Flugzeuge besitzen Luftstarter. Boeing geht allerdings bei der Boeing 787 den Weg, auch bei großen Triebwerken (GE Nx) einen Elektrostarter einzusetzen. Dies ist ein weiterer Schritt zum neuen Konzept „Electric Engine“.

Nach Erreichen der Mindestdrehzahl wird Kraftstoff in die Brennkammer eingespritzt und durch eine oder mehrere Zündkerzen gezündet. Nach der Entzündung des Kraftstoffs und weiterer Drehzahlzunahme wird die Zündung abgeschaltet; die Verbrennung läuft kontinuierlich weiter. Der Drehzahl-Regelbereich zwischen Leerlauf und Volllast beträgt dabei bis zu 95 %, in der Regel aber nur etwa 40 %. Die Leistungskurve verläuft wie bei allen Turbomaschinen in etwa logarithmisch, bei etwa 90 % Drehzahl werden ca. 50 % der Leistung bereitgestellt, bei 100 % Drehzahl werden dann 100 % Leistung bereitgestellt.

Vom Verdichter wird sogenannte Zapfluft abgenommen, mit der die Druckkabine versorgt wird.

Physikalische Grundlagen[Bearbeiten]

Verlustloser Jouleprozess.
Vortriebwirkungsgrad in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit.

Für die Effizienz-Berechnung eines Strahltriebwerkes eignet sich der Joule-Prozess am besten. Entscheidende Prozessparameter sind dabei die Druck- und Temperaturunterschiede. Idealerweise wird also hoch verdichtet, man wählt eine möglichst hohe Turbineneintrittstemperatur T3 und lässt dann das Arbeitsgas über eine möglichst große Düse auf eine möglichst geringe Temperatur expandieren.

Schubformel und Vortriebwirkungsgrad

Der von den Triebwerken erzeugte Schub entspricht, im Falle einer konstanten Fluggeschwindigkeit und einer konstanten Flughöhe, dem Luftwiderstand des Flugzeugs; der Schub muss größer als der Widerstand sein, wenn das Flugzeug beschleunigen oder steigen soll.

Es gilt folgende vereinfachte Schubformel unter vernachlässigter Kraftstoffmenge und der Annahme, dass der Austrittsdruck der Verbrennungsgase dem Umgebungsdruck entspricht:

S=\dot m_l (c_9 - c_0).
S Schub in N
\dot m_l Luftmassenstrom in kg/s
c_9 Gasaustrittsgeschwindigkeit in m/s
c_0 Fluggeschwindigkeit in m/s

Für den Vortriebwirkungsgrad \eta_v gilt jedoch

 \eta_v= \frac{2 c_0}{c_0 + c_9} .

Deswegen werden heute in der Zivilluftfahrt Bypasstriebwerke mit hohem Nebenstromverhältnis verwendet, bei denen ein großer Luftmassenstrom relativ langsam das Triebwerk verlässt, was einen besseren Wirkungsgrad und nicht zuletzt auch eine Lärmminderung bewirkt.

Strahltriebwerkstypen[Bearbeiten]

Gasturbine[Bearbeiten]

Prinzipieller Aufbau einer Fluggasturbine[Bearbeiten]

Fluggasturbinen bestehen aus Einlauf, Kompressor, Brennkammer, Turbine und Schubdüse. Der Kompressor und die Turbine sind meist über eine oder mehrere Wellen mechanisch miteinander verbunden. Bei Freilaufturbinen, die zum Teil bei Turboprops zum Einsatz kommen, sind die Turbinenstufen, die den Propeller antreiben, mechanisch von den anderen Komponenten getrennt.

Lufteinlauf[Bearbeiten]

Der Lufteinlauf ist meist nach vorn geöffnet. Das unterstützt seine Aufgabe, als Diffusor kinetische Energie der Anströmung in eine Erhöhung von Druck und Temperatur umzusetzen, siehe Stagnationsenthalpie. Zudem steigt mit der Temperatur die Schallgeschwindigkeit. Beides zusammen verhindert, dass die schnell rotierenden Verdichterschaufeln mit Überschallgeschwindigkeit („transsonisch“) durchströmt werden.

Bei Fluggeschwindigkeiten im Unterschallbereich weichen die Stromfäden schon im Bereich vor der Öffnung auseinander, was durch die tonnenförmige Wölbung der Triebwerksverkleidung – im Querschnitt der Nase eines Flügelprofils ähnlich – unterstützt wird. Im Innern des Lufteinlaufs nimmt die Querschnittsfläche bis zum Verdichter zu.

Anders bei dafür ausgelegten Triebwerken im Überschallflug: Dort wird die Luft im sich verengenden Einlass durch eine Folge schräger Verdichtungsstöße komprimiert und abgebremst. Triebwerke für einen breiten Bereich der Überschallgeschwindigkeit haben meist eine verstellbare Einlassgeometrie, siehe Staustrahltriebwerk.

Der Lufteinlauf wird i.A. nicht vom Triebwerkshersteller geliefert, sondern nach dessen Vorgaben als Teil des „Flugwerks“ vom Flugzeugproduzenten gefertigt.

Fan[Bearbeiten]

Die meisten modernen zivilen Strahltriebwerke sind Nebenstromtriebwerke. In ihnen wird vor der ersten Kernstrom-Verdichterstufe eine Fanstufe (ein auch als Bläser bezeichnetes Gebläse) eingesetzt. Die Fanstufe sorgt für die Beschleunigung der Luft, die als Nebenstrom zwischen Kern-Triebwerk und der äußeren Triebwerksverkleidung hindurchströmt.

Der Fan besitzt (v.a. bei hohem Bypass-Verhältnis) einen deutlich größeren Querschnitt als der Kerntriebwerks-Verdichter, seine Schaufelblätter würden bei hoher Drehzahl hohe Fliehkräfte entwickeln und an den Blattspitzen Überschallgeschwindigkeit bzgl. der einströmenden Luft erreichen. Daher befindet sich der Fan heutzutage meist auf einer eigenen, relativ langsam drehenden Welle mit der Niederdruckturbine, um mit deutlich niedrigerer Drehzahl betrieben werden zu können, als der Verdichter. Es kann auch ein Untersetzungsgetriebe zwischen Fan und der ihn antreibenden Welle angebracht sein. Die Schaufeln laufen so in ihrem optimalen Geschwindigkeitsbereich, was die Effizienz des Fans verbessert, da der Nebenluftstrom weiter verlangsamt werden kann. Dies verringert nicht nur den Verbrauch sondern auch die Lärmemission. Die Radialkräfte, die auf die Fanschaufeln wirken, werden durch die niedrigere Rotationsgeschwindigkeit verringert. So können Scheiben und Schaufeln leichter dimensioniert werden.

Abhängig davon, ob der innere Fanbereich (Luftstrom in den Kerntriebwerks-Verdichter) bereits einen Beitrag zur Kompression leistet, wird er entweder als getrennte Baugruppe (kein Beitrag) oder bereits als erste Verdichterstufe betrachtet. Der äußere Fanbereich (Bypass) bewirkt jedoch stets eher eine Beschleunigung des Mantelstroms denn ein Verdichten.

Verdichter/Kompressor[Bearbeiten]
CAD-Zeichnung eines Turbofantriebwerks im Bereich des Verdichters.
17-stufiger Verdichter eines General Electric J79. (ohne Stator)

Auf den Lufteinlauf folgt der Verdichter. Bei frühen Triebwerken (Heinkel HeS 3, General Electric J33, Rolls-Royce Derwent) kamen einstufige Radialverdichter zum Einsatz, die heute nur noch in kleineren Strahltriebwerken und Wellenturbinen[1] verwendet werden.

Moderne Axialverdichter besitzen mehrere Verdichterstufen, die jeweils aus mehreren Laufrädern mit Kompressorschaufeln bestehen können. Der Verdichter hat die Aufgabe, der einströmenden Luftmasse kinetische Energie zuzuführen und diese in Druckenergie umzuwandeln. Dies geschieht in den diffusorförmigen (d. h. sich erweiternden) Zwischenräumen der Kompressorschaufeln. Nach dem Gesetz von Bernoulli erhöht sich in einem an Querschnittsfläche zunehmenden Kanal der statische Druck, während die Strömungsgeschwindigkeit sinkt. Die nun verlorene kinetische Energie wird in einer Rotorstufe wieder ausgeglichen. Eine komplette Verdichterstufe eines Axialverdichters besteht also aus einer Rotorstufe, in der sowohl Druck und Temperatur als auch die Geschwindigkeit steigen, und einer Statorstufe, in der der Druck zu Ungunsten der Geschwindigkeit steigt. Die Rotorstufen sind hintereinander auf einer gemeinsamen Trommel angeordnet, bei modernen Triebwerken auch auf bis zu drei Trommeln. Die Statorstufen sind fest auf der Innenseite des Verdichtergehäuses eingebaut. Da im Bereich des Verdichters (wie auch in der Turbine) außer den Statoren kaum feststehende Strukturen existieren, dienen die Statorschaufeln mitunter auch als Verbindungsstreben, um die Lager der Wellen zu halten, und um (über die Lager) Vortriebskraft von der Welle auf das Flugzeug zu übertragen.

Ältere Bauformen mit 17 aufeinanderfolgenden Verdichterstufen erreichten lediglich ein Verdichtungsverhältnis von 12,5:1 (Druck am Ende des Verdichters : Umgebungsdruck), während neuere Entwicklungen mit weniger Stufen wesentlich höhere Verdichtungen erzielen (43,9:1 mit 14 Stufen beim GP 7000 für den Airbus A380). Dies ist durch verbesserte Profile der Kompressorschaufeln möglich, die selbst bei Überschallgeschwindigkeiten (resultierend aus Umfangsgeschwindigkeit der Schaufeln und Anströmgeschwindigkeit) sehr gute Strömungseigenschaften bieten. Die reine Durchströmgeschwindigkeit darf jedoch die örtliche Schallgeschwindigkeit nicht überschreiten, da sich ansonsten die Wirkung der diffusorförmigen Kanäle umkehren würde. Hierbei gilt es zu bedenken, dass die örtliche Schallgeschwindigkeit wegen der steigenden Temperatur im Kompressor (s. o. bis 600 °C) ebenfalls steigt.

Brennkammer[Bearbeiten]
Hauptartikel: Brennkammer

Die hohe Kompression der Luft verursacht einen starken Temperaturanstieg ("Kompressionswärme"). Die so erhitzte Luft strömt anschließend in die Brennkammer, wo ihr Kraftstoff zugeführt wird. Dieser wird beim Triebwerksstart durch Zündkerzen gezündet. Anschließend erfolgt die Verbrennung kontinuierlich. Durch die exotherme Reaktion des Sauerstoff-Kohlenwasserstoff-Gemisches kommt es zu einem erneuten Temperaturanstieg und einer Ausdehnung des Gases. Dieser Abschnitt des Triebwerks ist durch Temperaturen von bis zu 2500 K (ca. 2200 °C) stark belastet. Ohne Kühlung könnten auch die hochwertigen Materialien (oftmals Nickel-Basis-Legierungen) diesen Temperaturen nicht standhalten, da sich ihre Festigkeit bereits ab ca 1100 °C sehr stark verringert. Daher wird der direkte Kontakt zwischen der Flamme und der Ummantelung unterbunden. Dies geschieht durch die sogenannte „Sekundärluft“, die nicht direkt in den Verbrennungsbereich gelangt, sondern um die Brennkammer herumgeleitet wird und erst dann, durch Bohrungen an den Blechstößen der schuppenartig aufgebauten Brennkammer, in diese gelangt und sich als Film zwischen die Verbrennungsgase und die Brennkammerwand legt. Dies wird Filmkühlung genannt.

Rund 70 bis 80 % der gesamten Luftmasse aus dem Verdichter werden als Sekundärluft genutzt, lediglich der Rest gelangt als Primärluft direkt in die Brennkammer. Die mittlere axiale Strömungsgeschwindigkeit eines Triebwerkes liegt bei ca. 150 m/s. Da die Flammengeschwindigkeit des verwendeten Treibstoffes jedoch relativ niedrig ist (ca. 5 bis 10 m/s) muss die Flammstabilität durch ein Rezirkulationsgebiet in der Strömung der Primärzone sichergestellt werden. Dies wird heute typischerweise durch die Verdrallung der Primärluft beim Eintritt in die Brennkammer erreicht. Dadurch werden heiße Verbrennungsgase immer wieder zurück zur Brennstoffdüse gefördert und sorgen so dafür, dass die Verbrennung in Gang bleibt. Weiterhin wird in unmittelbarer Umgebung die Luftdurchflussgeschwindigkeit reduziert (ca. 25 bis 30 m/s), um ein Erlöschen der Flamme zu verhindern und eine optimale Verbrennung zu erzielen. Die Brennkammer bestimmt durch ihre Auslegung den Schadstoffgehalt im Abgas. Man unterscheidet dabei zwischen Rohrbrennkammern, Ring-Rohrbrennkammern und Ringbrennkammern.

Rohrbrennkammer
Diese Art der Brennkammer ist besonders für Triebwerke mit Radialverdichter geeignet, wie sie insbesondere am Anfang der Entwicklung in Großbritannien und heute bei Turbopropantrieben verwendet wird. Dies liegt an den einzelnen Diffusoren des Radialverdichters, der den Luftstrom bereits aufteilt. Jede Brennkammer besitzt ein eigenes Primär- und Sekundärluftsystem. Die Brennkammern sind über die Zündstege miteinander verbunden. Im Allgemeinen werden etwa acht bis zwölf dieser Rohrbrennkammern radial am Triebwerk angeordnet. Sehr kleine Turbinen, etwa für APUs, besitzen nur eine einzelne Rohrbrennkammer. Dem Vorteil der einfachen Entwicklung, einfachen Brennstoffverteilung und guter Wartungsmöglichkeiten steht der Nachteil des hohen Konstruktionsgewichts einer solchen Anordnung gegenüber. Auch sind die Strömungsverhältnisse gegenüber anderen Brennkammerbauarten nachteilig.
Ring-Rohrbrennkammern
Ring-Rohrbrennkammern eines GE J79.
Diese Brennkammerbauart kombiniert die Rohr- und die Ringbrennkammer und eignet sich besonders für sehr große und leistungsstarke Gasturbinen, weil sie sich mechanisch sehr stabil ausbilden lässt. Wesentlicher Unterschied zur Einzelbrennkammer ist der gemeinsame Brennkammeraustritt. Die Bauart kommt bei Strahlturbinenantrieben kaum vor.
Ringbrennkammern
Die Ringbrennkammeranordnung stellt das gasdynamische Optimum für Strahlturbinentriebwerke dar. Sie ist dabei recht leicht und kann kurz gebaut werden, da vom Verdichter zur Turbine keine Umlenkungen stattfinden müssen. Die Brennkammer verfügt über eine Anzahl von Kraftstoffeinspritzventilen, die den Kraftstoff an einen ringförmigen Brennraum abgeben. Allerdings ist die Wartung recht schwierig. Auch ist die Entwicklung sehr aufwändig, da die Gasströmungen innerhalb einer solchen Brennkammer dreidimensional berechnet werden müssen. Die Ringbrennkammer ist heute der gebräuchliche Typ bei Luftfahrtstrahltriebwerken.
CAD-Zeichnung: Turbine eines Turbofantriebwerks: Die Hochdruckturbine treibt den Verdichter an, die Niederdruckturbine über eine koaxiale Welle den Fan.
3-stufige Turbine eines GE J79.
Nickel Turbinenschaufeln aus der Hochdruckturbinen-Komponente eines Rolls Royce Trent Triebwerks.
Kompressorschaufeln eines Strahltriebwerkes
Turbine[Bearbeiten]

Die nach hinten austretenden Gase treffen anschließend auf eine Turbine. Diese treibt über eine Welle den Kompressor an. Bei den meisten Einstrom-Triebwerken wird der größte Teil der kinetischen Energie für den Rückstoß genutzt. Es wird also nur so viel Energie auf die Turbine übertragen, wie für den Betrieb des Kompressors gebraucht wird. Heute werden meist zwei- oder dreistufige Turbinen eingesetzt, die durch eine Welle den mehrstufigen Kompressor antreiben (selten gibt es auch 2- oder sogar 3-wellige Systeme).

Heutige zivile Mantelstromtriebwerke haben mehrere Turbinenstufen (oft mehr als vier). Da der Fan meist mit deutlich geringerer Drehzahl läuft als der Verdichter, sind die hinteren Turbinenstufen (welche den Fan antreiben) oft auf einer zweiten Welle. Der Mantelstrom erzeugt meist den Hauptteil des Vortriebs, so dass der Schub aus dem Verbrennungs-Rückstoß zu vernachlässigen ist - die Turbine nützt die Verbrennungsenergie möglichst vollständig aus, um den Fan anzutreiben.

Die Turbinenschaufeln werden normalerweise aufwendig gekühlt (Innen- und/ oder Film-Kühlung) und bestehen heute aus widerstandsfähigen Superlegierungen. Diese Stoffe werden darüber hinaus in einer Vorzugsrichtung erstarrt, erhalten in ihrem Kristallgitter also eine definierte Richtung und erlauben so, die optimalen Werkstoffeigenschaften entlang der höchsten Belastung wirksam werden zu lassen. Die erste Stufe der Hochdruckturbine besteht vermehrt aus Einkristallschaufeln. Der im Gasstrom liegende Teil der Schaufeln wird mit keramischen Beschichtungen gegen hohe Temperaturen und Erosion geschützt. Wegen der hohen Belastung bei Drehzahlen von über 10.000 / min. ist dennoch ein Bruch infolge mechanischer oder thermischer Beschädigung nicht immer auszuschließen. Daher werden die Gehäuse von Turbinen dementsprechend ausgelegt. Im vorderen Bereich der Fan-Schaufeln kommen Aramid-Matten zum Einsatz, um zu verhindern, dass Triebwerksteile tragende Strukturen beschädigen oder Personen verletzen. Die hohen Temperaturen im Turbinenbereich verhindern den Einsatz von Aramid.

Schubdüse[Bearbeiten]

Hinter der Turbine ist eine Düse angebracht, durch die das Gas auf hohe Geschwindigkeit beschleunigt wird und damit den Schub erzeugt, weshalb diese Düse Schubdüse genannt wird. Das am Turbinenausgang vorhandene Druckgefälle (Turbinenausgangsdruck – Umgebungsdruck) wird dabei vollständig in Geschwindigkeit umgesetzt. Solange das Druckverhältnis von Turbinenausgangsdruck zu Umgebungsdruck kleiner als ein sogenannter kritischer Wert von etwa zwei ist, ist der Druck am Düsenende gleich dem Druck in der Umgebung. Eine konvergente Düse reicht dann aus. Wenn aber das Druckverhältnis größer als das kritische Verhältnis ist, dann beschleunigt der Strahl auf Überschallgeschwindigkeit. Konvergent-divergente Düsen, also Düsen mit einem engen Hals, sind dann von Vorteil, weil dann der Schub größer wird und der Strahl mit schwächeren Verdichtungsstößen austritt und damit deutlich leiser ist.

Triebwerke mit Nachbrenner führen dem Gasstrom noch vor der Düse weiteren Kraftstoff zu, dessen Verbrennung wegen der dadurch erhöhten Temperatur die Gasdichte reduziert. Die Austrittsgeschwindigkeit des Freistrahls ist dann bei gleichem Düsendruckverhältnis größer und damit auch der Schub. Triebwerke mit Nachbrenner benötigen eine verstellbare Düse, da der engste Düsenquerschnitt bei Nachbrennerbetrieb vergrößert werden muss.

Gehäuse[Bearbeiten]

Fan, Verdichter und Turbine benötigen ein festes Gehäuse, das im Schadensfall die große Fliehkraft eines abgerissenen Schaufelblatts abfangen kann. Im Falle eines Bruchs der Schaufeln muss ein Durchschlagen durch das Triebwerksgehäuse verhindert werden. Dazu wird das Gehäusematerial gewöhnlich mit Materialien wie z.B. Aramidmatten verstärkt, welche auch für schusssichere Westen, Schutzhelme oder Fahrzeugpanzerungen verwendet werden.

Äußere Triebwerksverkleidung[Bearbeiten]

Die äußere Triebwerksverkleidung wird i. A. nicht dem eigentlichen Triebwerk zugeordnet, sondern als Teil des Flugzeugrumpfs aufgefasst. Sie muss keine Antriebskräfte (vom Triebwerk auf die Flugzeugstruktur) übertragen und dient nur der Verkleidung.

Parameter[Bearbeiten]

Ein Turbinenluftstrahltriebwerk besitzt eine Vielzahl von Eigenschaften. Hier eine Liste der wichtigsten technischen Parameter, um einen schnellen Vergleich unterschiedlicher Strahltriebwerke herstellen zu können:

  • Art des Verdichters (Radial/Axial/Mischform/Sonder)
  • Art der Turbine (Radial/Axial/Mischform/Sonder)
  • Art der Brennkammern
  • Anzahl der Fan-Stufen
  • Anzahl der Niederdruckverdichterstufen
  • Anzahl der Hochdruckverdichterstufen
  • Anzahl der Hochdruckturbinenstufen
  • Anzahl der Niederdruckturbinenstufen
  • Wellenanzahl
  • Luftdurchsatz (kg/s)
  • Triebwerkslänge
  • Triebwerksdurchmesser
  • Trockengewicht
  • Schub
  • Nebenstromverhältnis
  • Kompressionsverhältnis des Verdichters
  • Spezifischer Kraftstoffverbrauch (kg/kNh)

Einstrom-Strahltriebwerk (Turbojet) [Bearbeiten]

Komponenten eines Turbojets der ersten Generation mit Radialverdichter

Der Turbojet ist die einfachste Form eines Turbostrahltriebwerkes. Er besteht aus einer Gasturbine, bei der ausschließlich das Abgas als Antriebsmedium genutzt wird. Das Triebwerk hat in der Regel nur eine Welle, durch die Verdichter und Turbine miteinander verbunden sind. Der gesamte Gasdurchsatz strömt durch die Brennkammern. Durch die hohe Austrittsgeschwindigkeit des Antriebsmediums hat es bei niedrigeren Geschwindigkeiten des anzutreibenden Fahrzeugs (zumeist Luftfahrzeugs) einen, nach heutigen Maßstäben, geringen Wirkungsgrad und erzeugt einen hohen Lärmpegel. Gerade bei Unterschallgeschwindigkeit ist der spezifische Kraftstoffverbrauch hoch, so dass diese Triebwerke aus ökonomischen und ökologischen Gründen nicht mehr eingesetzt werden. Bei Überschallflugzeugen haben Turbojets in der Regel auch einen Nachbrenner. Diese Triebwerke sind recht kompakt und die Wartung verhältnismäßig einfach. Ihre Einsatzzeit lag vor allem in den Jahren nach dem Zweiten Weltkrieg bis zur Mitte der 1960er Jahre, und zwar sowohl im zivilen wie auch im militärischen Luftverkehr, wobei sich der Turbojet in der militärischen Anwendung länger halten konnte und noch heute in verschiedenen Flugzeugmustern eingesetzt wird (z. B.: McDonnell F-4 Phantom, Mikojan-Gurewitsch MiG-21).

Zweistrom-Strahltriebwerk (Turbofan, Mantelstrom-, Bypass-Triebwerk)[Bearbeiten]

Hauptartikel: Mantelstromtriebwerk
Turbofan-Triebwerk einer Boeing 747
Turbofan-Triebwerk CFM56 von CFM International

Diese Triebwerksart ist die heute gebräuchliche Form des Strahltriebwerks. Praktisch alle heute mit Strahlturbinen hergestellten Flugzeuge werden mit Turbofans ausgerüstet.

Mantelstromtriebwerke (engl. turbofan) besitzen meist zwei koaxiale Wellen und eine vergrößerte erste Kompressorstufe (der sog. Fan, engl. für Gebläse), die von einer eigenen Turbinenstufe angetrieben wird (Fan und letzte Turbinenstufe sitzen auf der inneren, langen „Niederdruckwelle“, die restliche Gasturbine auf der äußeren, kurzen „Hochdruckwelle“). Hinter dem Fan teilt sich der Luftstrom auf in einen inneren Luftstrom, der in die eigentliche Gasturbine gelangt, und einen äußeren Luftstrom, der außen am „Kerntriebwerk“ (der Gasturbine) vorbeigeführt wird. Herausstechendes technisches Merkmal eines Turbofans ist das Nebenstromverhältnis, also das Verhältnis der Luftmenge, die außen vorbeiströmt (durch den Fan angetrieben), zu der Luftmenge, die durch die Gasturbine strömt.

Die zusätzliche zweite Welle ist notwendig, um den Fan mit deutlich niedrigerer Drehzahl betreiben zu können als den Verdichter - der Fan hat einen deutlich größeren Querschnitt und seine Schaufeln würden ansonsten enorme Fliehkräfte entwickeln. Mitunter kann die zweite Welle entfallen, wenn stattdessen ein Untersetzungsgetriebe die hohe Drehzahl der Hochdruckwelle auf eine niedrigere Drehzahl für den Fan heruntersetzt.

Ein Turbofan bietet gegenüber einem Turbojet mehrere Vorteile:

  • Besserer Wirkungsgrad des Triebwerkes durch die geringere mittlere Geschwindigkeit des Antriebsluftstrahles und damit geringerer Kraftstoffverbrauch.
  • Reduzierung der Lärmentwicklung, indem die heißen, schnellen und damit lauten Turbinengase durch den umgebenden kühlen und ruhigeren Gasstrom der ersten Stufe gedämpft werden.

Heutige Jagdflugzeuge verwenden Turbofantriebwerke mit relativ niedrigem Nebenstromverhältnis; das Verhältnis der Luftmenge, die um die Brennkammer herum geleitet wird, zu der Luftmenge, die durch die Brennkammern geleitet wird liegt meist unter 1,5. Dies bewirkt eine nur relativ geringen Lärmminderung gegenüber Turbojettriebwerken. Im zivilen Bereich und bei Transportmaschinen sind Triebwerke mit einem Nebenstromverhältnis bis etwa 9:1, d. h. sekundärer (kalter) zu primärer (heißer) Luft, im Einsatz.

Propellerturbine (Turboprop)[Bearbeiten]

Hauptartikel: Turboprop
Funktionsschema eines Turboproptriebwerkes (A Propeller, B Getriebe, C Kompressor, D Brennkammer, E Turbine, F Ausstoßdüse)

Eine Sonderform ist der Antrieb einer Luftschraube (Propeller) durch eine Turbine. Diese Antriebsart wird als Turboprop bezeichnet. Die Gasturbine verfügt hierzu über mindestens zwei Wellen. Die Luftschraube wird durch ein Untersetzungsgetriebe der Antriebsturbine angetrieben. Erste Turboproptriebwerke entstanden bereits Ende der 1940er Jahre auf Basis von Turbojet-Triebwerken. Insbesondere im Kurzstreckenverkehr und bei mittleren Flughöhen ist der Turbopropantrieb der wirtschaftlichste Flugzeugantrieb. Die Schallemission wird vom Propeller dominiert und ist bei Propellern mit niedrigen Blattspitzen-Machzahlen gering. Die Geräuschemission durch den Freistrahl ist relativ gering, da die Geschwindigkeit des Abgasstrahls durch die Antriebsturbine stark verringert wird. Der Abgasstrom trägt dabei nur in relativ geringem Maße zum Vortrieb bei, ist aber trotzdem in der Leistungskalkulation bei der Wellenvergleichsleistung enthalten. Gegenüber Kolbentriebwerken zeichnet sich die Propellerturbine durch hohe Leistungsdichte und lange Wartungsintervalle aus. Eine vergleichbare Turbinenart kommt auch bei Hubschraubern zum Einsatz.

Zur Verringerung des Treibstoffverbrauchs von Flugzeugen wird der Einsatz von Propellerturbinen auch bei höheren Flugmachzahlen diskutiert. Um den Verlust durch den von einem Propeller erzeugten Drall zu begrenzen, kommen in diesem Fall nur gegenläufige Propeller in Frage, die entweder über ein Planetengetriebe oder aber durch zwei gegenläufige Niederdruckturbinen angetrieben werden. Die Schallemission dieser Antriebsart ist Gegenstand der Forschung und wird entscheidend für den kommerziellen Erfolg des Propellerantriebs bei hohen Flugmachzahlen sein.

Staustrahltriebwerk[Bearbeiten]

Hauptartikel: Staustrahltriebwerk
Schnitt durch ein Staustrahltriebwerk
NASA Scramjet, rotationssymmetrische Bauweise
Hyperschall-Flugzeug X-43A startet von einer B-52B

Bei Staustrahltriebwerken wird die der Brennkammer zugeführte Luft nicht durch mechanisch angetriebene bewegliche Teile verdichtet (also Axial- oder Radialverdichter), sondern durch Ausnutzung des Staudrucks. Staustrahltriebwerke zeichnen sich durch größtmögliche Einfachheit aus, da sie fast keine beweglichen Teile benötigen. Ein großer Nachteil ist, dass sie keinen Standschub erzeugen können. Ein Staustrahltriebwerk kann erst arbeiten, nachdem es auf eine Geschwindigkeit gebracht wurde, bei welcher sich ein für den Betrieb ausreichender Staudruck aufbaut. Innerhalb der Gruppe der Staustrahltriebwerke kann man noch zwischen Ramjet- und Scramjet (Supersonic Combustion Ramjet)-Triebwerken unterscheiden. Bei Letzterem behält die einströmende Luft auch nach der Verdichtung und in der Brennkammer Überschallgeschwindigkeit (Überschallverbrennung – Supersonic Combustion).

Während das Prinzip bereits vor dem Ersten Weltkrieg patentiert wurde, dauerte es mehr als 30 Jahre, bis das erste Staustrahltriebwerk lief. Im Zweiten Weltkrieg wurde die Entwicklung dieser Technik in Deutschland vorangetrieben, ein Versuchsexemplar wurde bereits an einer Dornier Do 217 im Flug erprobt. In den 1950er Jahren wurden entsprechende Versuche insbesondere in Frankreich durchgeführt. Die Versuche gipfelten in dem Versuchsträger Nord Aviation N 1500 Griffon, letztlich scheiterten sie aber an dem nicht anzupassenden Staustrahltriebwerk. Staustrahltriebwerke werden heute bei weitreichenden und überschallschnellen unbemannten Flugkörpern eingesetzt. Sie konkurrieren dabei mit den Raketentriebwerken.

Mit einem Scramjet-Antrieb wurde die X-43A betrieben, ein von der NASA entwickeltes Hyperschall-Flugzeug. Am 16. November 2004 erreichte der Flugkörper dabei für 10 Sekunden knapp die zehnfache Schallgeschwindigkeit, was die höchste je mit einem luftatmenden Triebwerk erreichte Geschwindigkeit darstellt. Ebenso mit einem Scramjet-Antrieb betrieben wurde die X-51A, ein von der US-Luftwaffe entwickeltes experimentelles Hyperschall-Flugzeug. Am 14. August 2012 zündete der Raketenantrieb nach Start von einem B-52-Bomber, aber nach 16 Sekunden traten Probleme auf und der Flugkörper geriet außer Kontrolle.[2]

Puls- oder Verpuffungsstrahltriebwerk[Bearbeiten]

Hauptartikel: Verpuffungsstrahltriebwerk

Puls- oder Verpuffungsstrahltriebwerke sind im Vergleich zu Turbinenstrahltriebwerken ebenfalls relativ einfach zu fertigen. Im Unterschied zu anderen Strahltriebwerken verläuft die Verbrennung periodisch. Die geläufigsten Triebwerke besitzen an der Vorderseite (Lufteinlauf) eine Klappenvorrichtung (Flatterventil) zur Luftregulierung, eine Brennkammer und dahinter eine Entspannungszone, in der sich die heißen Gase beruhigen können.

In der Brennkammer des Triebwerks befindet sich Luft, in die Kraftstoff eingespritzt wird. Danach wird das Luft-Kraftstoffgemisch gezündet. Es kommt zu einer Verpuffung. Durch die Expansion und den daraus resultierenden Druck schließen sich die Flatterventile, die Verbrennungsgase können nur nach hinten entweichen und erzeugen den Vortrieb. Nachdem sich das Gas entspannt hat, kommt es auch ohne Fahrtwind durch die Massenträgheit der im Schubrohr strömenden Gase zu einem Unterdruck in der Brennkammer, wodurch sich die Flatterventile wieder öffnen. Dadurch kann frische Luft nachströmen. Nach erneutem Einspritzen von Kraftstoff entzündet sich das Gemisch durch in der Brennkammer verbliebene heiße Gasreste. Dieser Ablauf wiederholt sich periodisch. Das System stellt einen Helmholtz-Resonator dar. Diese Bauweise liefert auch im Stand Schub.

Wie bei den Staustrahltriebwerken ist auch das Einsatzspektrum der Pulsstrahltriebwerke begrenzt. Bekanntester Vertreter dieser Triebwerkstechnologie im Zweiten Weltkrieg war das Argus As 014-Triebwerk der Fieseler Fi 103 (besser bekannt als „Vergeltungswaffe V1“). Es kam auch bei der Messerschmitt Me 328B, einem Prototyp für einen Abfangjäger aus dem Jahr 1943, zum Einsatz.

Heutzutage wird das Verpuffungsstrahltriebwerk in der Luftfahrt nicht mehr verwendet. Zu den Nachteilen zählen die enorme Lautstärke (mit einem Schalldruck bis zu 140 dB), die durch die periodischen Zündungen entsteht, der relativ geringe Schub im Verhältnis zum verbrauchten Kraftstoff sowie die enorme Erwärmung des Triebwerkes (~ 1.000 °C). Lediglich in verkleinertem Maßstab wird es bei Modellflugzeugen noch benutzt.

Geschichte[Bearbeiten]

Anfänge[Bearbeiten]

Die Propellerflugzeuge erreichten maximale Geschwindigkeiten von rund 700 km/h, die durch verstellbare Luftschrauben und unterschiedliche Techniken zur Leistungssteigerung der Motoren noch geringfügig erhöht werden konnten. Jedoch ließ sich das Ziel, Flugzeuge zu bauen, die schneller als 800 km/h fliegen konnten, nicht realisieren, ohne eine neue Antriebstechnik zu entwickeln. Die bereits früh als beste Lösung erkannten Rückstoßantriebe ließen sich erst umsetzen, als man genügend Kenntnisse auf den Gebieten der Aerodynamik, der Thermodynamik sowie der Metallurgie hatte.

Die erste selbständig laufende Gasturbine entwickelte der Norweger Aegidius Elling bereits im Jahre 1903. Victor de Karavodine entwickelte dann im Jahre 1906 die Grundlagen des Verpuffungsstrahltriebwerks. Georges Marconnet schlug im Jahr 1909 diese Triebwerksart als Strahltriebwerk für Luftfahrtanwendungen vor. Trotz allem wurde das Turbinenstrahltriebwerk die erste Bauform, die, neben Raketen, ein Flugzeug antrieb.

Eine Nebenlinie zur Herstellung eines Strahltriebwerks waren hybride Entwürfe, bei denen die Kompression durch eine externe Energiequelle erfolgte. In einem solchen System wie beim Thermojet von Secondo Campini − einem Motor-Luftstrahltriebwerk − wurde die Luft durch ein Gebläse, das durch einen konventionellen Benzin-Flugmotor angetrieben wurde, mit dem Treibstoff vermischt und dann zur Schuberzeugung verbrannt. Es gab drei Exemplare dieser Bauart, und zwar die Coanda-1910 von Henri Marie Coandă, die viel später entwickelte Campini Caproni CC.2 und den japanischen Tsu-11-Antrieb, der für die Ohka Kamikaze-Flugzeuge gegen Ende des Zweiten Weltkrieges vorgesehen war. Keiner dieser Antriebe war erfolgreich, die Campini-Caproni CC.2 stellte sich − obwohl sie schon über einen Nachbrenner verfügte − schließlich als im Normalbetrieb langsamer als ein konventionelles Flugzeug mit einem gleichen Flugmotor heraus.

Triebwerksentwicklung von Frank Whittle[Bearbeiten]

Frank Whittle

Der Engländer Frank Whittle reichte schon 1928 verschiedene Vorschläge zum Bau von Strahltriebwerken ein. Er dachte an ein Antriebssystem, das in einer Höhe von 35.000 m seine Arbeit verrichten sollte, konnte aber keine Partner gewinnen.

Der Schlüssel zu einem verwendbaren Strahlantrieb war die Gasturbine, bei der die Energie zum Antrieb des Kompressors von der Turbine selbst stammte. Die Arbeit an einer solchen integrierten Bauart begann in England 1930. Whittle reichte entsprechende Patente für einen solchen Antrieb ein, die 1932 anerkannt wurden. Sein Triebwerk besaß eine einzige Turbinenstufe, die einen Zentrifugalkompressor antrieb.

Im Jahre 1935 gründete Rolf Dudley Williams die Firma Power Jets Ltd. und setzte Whittle als Entwicklungschef ein. Whittle konstruierte ein Triebwerk, den Typ U, dessen erster Testlauf am 12. April 1937 erfolgte und gute Ergebnisse zeigte. Das Ministry for Coordination of Defence (Kriegsministerium) stellte daraufhin Geld zur Verfügung, und es begann die Entwicklung des luftfahrttauglichen Typs W.1. Die Firma Gloster Aircraft wurde beauftragt, ein geeignetes Flugzeug herzustellen. So entstand das erstmals am 15. Mai 1941 geflogene Versuchsflugzeug E 28/39.

Triebwerksentwicklung von Hans von Ohain[Bearbeiten]

Unabhängig von Whittles Arbeiten begann 1935 Hans von Ohain in Deutschland seine Arbeit an einem ähnlichen Triebwerk. Ohain wandte sich an Ernst Heinkel, der sofort die Vorteile des neuen Antriebskonzeptes erkannte. Ohain bildete zusammen mit seinem Mechanikermeister Max Hahn eine neue Abteilung innerhalb der Firma Heinkel.

Der erste Antrieb – Heinkel HeS 1 – lief bereits 1937. Anders als Whittle benutzte Ohain zunächst Wasserstoff als Treibstoff, worauf er auch seine raschen Erfolge zurückführte. Die nachfolgenden Entwürfe fanden ihren Höhepunkt im Heinkel HeS 3 mit 550 kp (ca. 5,4 kN), das in die eigens hierfür konstruierte Heinkel He 178 eingebaut wurde. Nach einer beeindruckend kurzen Entwicklungszeit flog dieser Prototyp bereits im August 1939 als erstes Düsenflugzeug der Welt. Als erstes Strahltriebwerk in Serie wurde später das Jumo 004 ab 1942 produziert, welches unter anderem in der zweistrahligen Messerschmitt Me 262 zum Einsatz kam.

Militärische Entwicklung während des Zweiten Weltkrieges[Bearbeiten]

Rolls-Royce Derwent
Eines der ersten Strahltriebwerke: Das Junkers Jumo 004

Die deutschen Turbojet-Triebwerke waren durchweg mit einem Axialverdichter ausgerüstet und hatten so einen kleineren Durchmesser als die englischen Radialverdichter. Die Hauptentwicklungslinien waren das Junkers Jumo 004, das mit ca. 4750 Einheiten bei der Messerschmitt Me 262 und der Arado Ar 234 zum Einsatz kam. Das später serienreife und in nur 750 Stück produzierte BMW 003 wurde bei der Heinkel He 162 und Arado Ar 234 verwendet.

Priorität der deutschen Entwicklungslinie hatte die Erhöhung der Geschwindigkeit; Kraftstoffverbrauch, Gewicht und Stabilität sollten im Laufe der Entwicklung verbessert werden. Nach 1941 galt es, eine neue Leistungsmarke von 800 kp (ca. 7,8 kN) zu erreichen. Man verwendete bald nicht mehr Normalbenzin, sondern Dieselkraftstoff, der leichter zu beschaffen war und einen höheren Siedepunkt hat. Man benötigte jetzt jedoch eine modifizierte Zündanlage.

Bis zum Ende des Krieges wurden etwa 6700 Triebwerke der Typen BMW-003 und Jumo 004 hergestellt, welche weiterhin Verbesserungen bei der Leistung erreichten, die später bei etwa 900 kp (ca. 8,8 kN) lag. Das Heinkel-Triebwerk HeS 011 lief bei Kriegsende mit 1300 kp (ca. 12,7 kN) und war das stärkste Turbojettriebwerk der Welt. Bei BMW und Heinkel befanden sich auch die ersten Propellerturbinen in der Entwicklung.

Auf der Basis des W.1 wurde in Großbritannien das Triebwerk Rolls-Royce Welland entwickelt, das etwa 7,56 kN Schub abgab. Dieses Triebwerk wurde anfangs in der Gloster Meteor verwendet. Eine weiter leistungsgesteigerte Variante war die Rolls-Royce Derwent, die ebenfalls in der Meteor Verwendung fand. Diese beiden Triebwerke waren die einzigen auf britischer Seite, die für Kampfflugzeuge eingesetzt wurden. Auf diesem Konzept – Radialverdichter, Rohrbrennkammer und Axialturbine – fußte die gesamte Entwicklungslinie der britischen Strahltriebwerkstechnik bis zum Anfang der 1950er Jahre.

Das erste einsatzbereite amerikanische Strahltriebwerk war das General Electric J31, das ebenfalls über einen Radialverdichter und eine Axialturbine verfügte und in der Bell P-59 zum Einsatz kam. Das wesentlich leistungsfähigere Allison J33 beruhte auf dem de Havilland Goblin. Es wurde in der Lockheed P-80 eingesetzt und kam für den Einsatz im Zweiten Weltkrieg de facto zu spät.

In der Sowjetunion und in Japan fanden während des Zweiten Weltkrieges keine wesentlichen Entwicklungen an Strahltriebwerken statt.

Siehe auch: Strahltriebwerke der Achsenmächte

Militärische Weiterentwicklung[Bearbeiten]

Kampfflugzeugtriebwerk der 1970er Jahre, der Turbofan Volvo RM8B, eingesetzt u. a. bei der Saab 37 Viggen
Machsche Knoten im Abgasstrahl des Nachbrenners eines Triebwerks vom Typ Pratt & Whitney J58

Das erarbeitete Wissen bildete mit die Grundlage für weitere Entwicklungen in den Militärbündnissen des Warschauer Pakts und in der NATO. Ziel der Entwicklungen war zunächst die Leistungssteigerung, ohne dass die Baugröße geändert werden musste. Das führte schnell zur Entwicklung der Nachbrennertriebwerke, die mit einem geringen zusätzlichen Gewicht eine wesentliche Leistungssteigerung brachten. Diese wurde jedoch auf Kosten des Kraftstoffverbrauchs erzielt. Typische Vertreter in den 1950er Jahren waren im Westen das General Electric J79, im Osten das Tumanski R-11. Beide Triebwerke ermöglichten den Vorstoß in Geschwindigkeitsbereiche bis Mach 2. Die technischen Probleme waren weitestgehend gelöst. Erst der Vorstoß in Richtung Mach 3 Mitte der 1960er Jahre forderte eine Weiterentwicklung. In der Sowjetunion wurde das Tumanski R-31 entwickelt und in den USA das Pratt & Whitney J58, welches wegen der thermischen Belastung bei diesen Geschwindigkeiten mit einem Spezialkraftstoff (JP-7) betrieben wurde.

Mit dem Ende des Wettrennens um immer höhere Geschwindigkeiten und Flughöhen änderten sich auch die Anforderungen an die Triebwerke. Gefordert wurden nun hohe Leistungsdichte bei geringem Verbrauch, gute Beschleunigungsfähigkeit und Überschallfähigkeit. Dies führte zur Einführung von Turbofans auch im militärischen Bereich, etwa des Pratt & Whitney F100 oder des Tumanski R-33. Um den breiten Geschwindigkeitsbereich abdecken zu können, kamen teils sehr komplexe Lufteinläufe auch bei einfachen Maschinen zur Anwendung. Insgesamt wurden die Triebwerke immer leistungsfähiger, um den Kampfpiloten eine gute Chance bei Luftkämpfen ohne Einsatzmöglichkeit der Raketenbewaffnung zu geben.

Zivile Weiterentwicklung[Bearbeiten]

Das erste zivile Flugzeug mit Strahlantrieb war eine Vickers Viking, die versuchsweise mit zwei Rolls-Royce Nene-Triebwerken von Propeller- auf Strahlantrieb umgerüstet worden war. Sie absolvierte am 6. April 1948 ihren Erstflug und bewies die prinzipielle Verwendbarkeit dieser Antriebsform auch in der zivilen Luftfahrt.

Zunächst wurden militärisch verwendete Typen adaptiert und in der zivilen Luftfahrt eingesetzt. So wurde das erste serienmäßig strahlgetriebene Verkehrsflugzeug, die de Havilland "Comet", mit de Havilland Ghost-Triebwerken ausgerüstet, die auch im Jagdflugzeug de Havilland DH 112 "Venom" Verwendung fanden. Die Comet fand bei den Passagieren aufgrund des schnellen und vibrationsfreien Flugs zunächst sehr guten Anklang. Durch eine rätselhafte Unglücksserie mit Comet-Flugzeugen (die jedoch nichts mit den neuen Triebwerken zu tun hatte) kam es jedoch Mitte der 1950er zu einer erheblichen Skepsis von Passagieren und Fluglinien gegenüber Düsenflugzeugen und zu einer Stagnation in der Entwicklung von zivilen Strahltriebwerken. Man bevorzugte Turboprop-Maschinen, und so kam dieser Triebwerkstyp in seiner Entwicklung gut voran. Er war ebenfalls fast vollkommen problemlos. Triebwerke dieser Entwicklungsphase, etwa das Rolls-Royce Dart, leiteten sich noch weitestgehend aus den Turbojettriebwerken der ersten Generation ab.

Die Sowjetunion arbeitete an beiden Triebwerkstypen parallel. Das bisher leistungsstärkste Turboproptriebwerk, das Kusnezow NK-12, eigentlich für die Tupolew Tu-95 entwickelt, kam kurz darauf auch in der zivilen Tupolew Tu-114 zur Anwendung und bewies, dass die Leistungsbereiche von Turbojet- und Turboproptriebwerken nicht weit auseinander lagen, mit Vorteilen in der Geschwindigkeit beim Turbojet und Vorteilen beim Verbrauch beim Turboprop.

Das Mikulin AM-3 der 1955 vorgestellten Tupolew Tu-104 war ebenso eine Ableitung aus einem militärischen Triebwerk wie das Pratt & Whitney JT3, das eigentlich ein militärisches Pratt & Whitney J57 ist. 1954 wurde der erste Turbofan vorgestellt, der Rolls-Royce Conway, der ebenso wie das Pratt & Whitney JT3D eine Ableitung eines Turbojettriebwerks war und nur ein relativ geringes Nebenstromverhältnis aufwies. Das erste speziell für den zivilen Markt entwickelte Strahltriebwerk war das 1960 vorgestellte sowjetische Solowjow D-20, das gleichzeitig dieser Antriebsart auch die Kurzstrecke erschloss, da es im Vergleich zu den Turbojets auch bei geringen Geschwindigkeiten einen akzeptablen Verbrauch aufwies.

Der Turbofan setzte sich schnell durch. Mitte der 1960er Jahre wurden praktisch keine zivil eingesetzten Turbojets mehr verkauft. Kleinere Strahltriebwerke wie das General Electric CJ-610 für Geschäftsreiseflugzeuge, etwa den Learjet, wurden Anfang der 1960er ebenso gefordert und auf den Markt gebracht wie die neuen Turbofans mit hohem Bypass-Verhältnis für die Wide-Body-Maschinen, etwa die McDonnell Douglas DC-10 oder die Boeing 747. Typische Vertreter dieser Zeit waren das Rolls-Royce RB211, das General Electric CF6 oder das Pratt & Whitney JT9D. Die Sowjetunion hatte zu diesem Zeitpunkt den Anschluss bei den Turbofans etwas verloren. Die weitere Entwicklung schien jedoch auch auf dem zivilen Markt in Richtung Überschallverkehr zu zeigen, und so entwickelte man in Europa das Rolls-Royce Olympus 593, eine zivile Variante des militärischen Nachbrennertriebwerks, für die Concorde, und das sowjetische Kusnezow NK-144, das auf dem militärischen Kusnezow NK-22 basierte, für die Tupolew Tu-144.

Die erste Ölkrise und die damit verbundene explosive Kostensteigerung bei der Energienutzung zwang zu einem Umdenken. Seit diesem Zeitpunkt stand die Triebwerkseffizienz bei Neuentwicklungen im Vordergrund. Das CFM 56 ist ein Vertreter dieser Zeit. Mit diesem Triebwerk wurden Umrüstprogramme für turbojetgetriebene Flugzeuge wie die Douglas DC-8 oder die Boeing 707 angeboten und erlaubten so eine Weiterverwendung dieser teilweise recht jungen Maschinen. Gleichzeitig wurde der Fluglärm zum zentralen Thema. Auch hier jedoch halfen die modernen Triebwerks-Entwicklungen.

Aktuelle zivile Entwicklung[Bearbeiten]

Triebwerk der neuesten Generation: General Electric GE90
Ein Strahltriebwerk an einem Segelflugzeug

Die Entwicklungstendenz zeigt weiter zum sparsameren, effizienteren und umweltfreundlicheren Triebwerk. Grundsätzlich zielt die Entwicklung bei zivilen Strahlantrieben auf eine höhere Verdichtung, eine höhere Brennkammertemperatur, ein höheres Bypassverhältnis, eine höhere Zuverlässigkeit und längere Lebensdauer der Triebwerke.

Aktuelle Triebwerkstypen (wie das General Electric GE90, das Pratt & Whitney PW4000 oder das Rolls-Royce Trent 800) haben dabei einen um 45 % reduzierten spezifischen Kraftstoffverbrauch gegenüber Turbojets der ersten Generation. Der Triebwerksdurchmesser dieser Aggregate erreicht bis zu 3,5 m bei einem Schub von über 500 kN (GE90-115B).

Die aktuelle Entwicklung geht auch in die Richtung, dass die nächste Generation der Strahltriebwerke ein Untersetzungsgetriebe für den Fan (Getriebefan) bekommen könnte. Der Vorteil ist, dass die Niederdruckturbine mit einer höheren Drehzahl betrieben werden kann, was einen besseren Wirkungsgrad verspricht. Darüber hinaus besteht die Möglichkeit, die Fanschaufeln last- und drehzahlabhängig zu verstellen. Insgesamt nähert sich der Fan so einer gekapselten Luftschraube (engl.: Ducted Fan). Noch einen Schritt weiter geht die CRISP (engl.: counter-rotating integrated shrouded propfan)-Technologie, bei der zwei verstellbare, gegenläufige Luftschrauben in einem Fan-Gehäuse sitzen. Diese Triebwerke, etwa das Kusnezow NK-93, erreichen bei akzeptablen äußeren Abmessungen bereits ein Nebenstromverhältnis von 16,6.

Mehrstufige Brennkammern zeigen ein günstigeres Verhalten bei NOx (bis zu 40 % weniger Stickoxide), liegen bei den CO-Werten aber an der oberen Grenze und zeigen besonders im Leerlauf einen erhöhten Verbrauch. Durch die mehrstufige Verbrennung wird die Maximaltemperatur in der Brennkammer gesenkt, die hauptsächlich für die Entstehung von NOx verantwortlich ist[3].

Eine weitere Möglichkeit, den Wirkungsgrad zu verbessern, ist die Verwendung eines Abgaswärmeübertragers mit einem Zwischenkühler. Dabei wird die Abgastemperatur (z. B. durch einen Lanzettenkühler im Abgasstrahl) und die Temperatur der Luft vor dem Hochdruckverdichter (durch den Zwischenkühler) gesenkt und die Luft vor der Brennkammer erwärmt. Triebwerke mit dieser Technik werden auch rekuperative Triebwerke genannt.

Des Weiteren werden beim Verdichter zunehmend Blisk-Komponenten verarbeitet, bei denen Verdichter- oder Turbinenschaufeln und Turbinenscheibe aus einem Stück gefertigt werden oder nach der Einzelfertigung durch ein Reibschweißverfahren zusammengefügt werden. Dies ergibt ebenfalls Vorteile im Wirkungsgrad, da die Komponenten höher belastet werden können und eine geringere rotierende Masse aufweisen.

Neuen technologischen Ansätzen stehen zum Teil Bedenken der Betreiber, also der Luftfahrtgesellschaften, gegenüber: Diese wollen nur voll ausgereifte Technologien und Triebwerke mit z. B. geringer Teileanzahl verwenden.

Es zeichnet sich ein ständiger Zielkonflikt ab zwischen:

  • Anzahl der Teile in einem Triebwerk,
  • Wirkungsgrad,
  • Treibstoffverbrauch,
  • Abgasemissionen,
  • Geräuschemissionen,
  • Gewicht und
  • Wartungsfreundlichkeit

Bei einer Entwicklungsdauer von fünf bis acht Jahren ist es jedoch schwierig, die Marktanforderungen vorauszusagen.

Im Moment werden Treibstoffkosten wieder etwas höher bewertet. Auf der Suche nach alternativen Kraftstoffen werden unterschiedliche Ansätze verfolgt: An einem Airbus A380 der Qatar Airways wurde eines der vier Triebwerke zu Testzwecken auf den Betrieb mit GTL-Kraftstoffen umgestellt[4]. Auch Boeing testete in einer Kooperation mit Virgin Atlantic an einem Triebwerk einer 747-400 den Einsatz von Kokos- und Babassu-Öl als Biotreibstoff[5]. Auch werden für die Nutzung regenerativer Energien Triebwerke mit Wasserstoff als Treibstoff untersucht. Von der Turbinentechnik her erscheint das problemlos, das Gewicht von Wasserstoff ist bei gleichem Energiegehalt sogar geringer als das von Kerosin, jedoch muss der Wasserstoff tiefkalt (-253 °C) mitgeführt werden und benötigt wegen seiner selbst verflüssigt geringen Dichte ein großes Volumen. Alle diese Untersuchungen befinden sich jedoch noch in einem Stadium, die einen Einsatz alternativer Kraftstoffe im regulären Alltagsflugbetrieb in den nächsten Jahren nicht erwarten lassen.

Im Kurzstreckenbereich finden jedoch nach wie vor langsamere und kraftstoffsparende Flugzeuge mit Propellerturbinen ihr Einsatzgebiet, da sie unter diesen Betriebsbedingungen günstiger sind. Das Problem der hohen Geräuschemissionen wird dabei zunehmend durch Einsatz von Propellern mit mehr Blättern erheblich verringert.

Mittlerweile werden die ersten Segelflugzeuge mit einem kleinen ausklappbaren Strahltriebwerk ausgerüstet, um als sogenannte „Heimkehrhilfe“ bei nachlassender Thermik zu dienen.

Triebwerksmarkt[Bearbeiten]

Insgesamt konzentriert sich der Markt der Anbieter und es kommt zu globalen Allianzen am Triebwerksmarkt. Beispiel hierfür ist der Zusammenschluss von General Electric und Pratt & Whitney zu einem Joint Venture namens Engine Alliance für Entwicklung und Bau des GP7200 Triebwerks.[6] Im militärischen Bereich werden Kooperationen aufgrund von multinationalen Projekten häufig durch die damit verbundenen nationalen Arbeitsanteile erzwungen. So gründeten beispielsweise Industria de Turbo Propulsores (spanisch), MTU Aero Engines (deutsch), Rolls-Royce (britisch) und Snecma Moteurs (französisch) für die Entwicklung des A400M-Triebwerks eigens die EPI Europrop International GmbH[7].

Literatur[Bearbeiten]

  • The Jet engine Rolls-Royce, Derby 1969, 1971, 1973, 1986. ISBN 0-902121-04-9 (sehr gut bebildert)
  • The Jet engine Rolls-Royce, 65 Buckingham Gate, London SW1E 6AT, England, ISBN 0-902121-23-5 (sehr gut und aktuell bebildert)
  • Klaus Hünecke - Flugtriebwerke. Ihre Technik und Funktion, Motorbuchverlag, Stuttgart 1978. ISBN 3-87943-407-7
  • Willy J.G. Bräunling - Flugzeugtriebwerke, Grundlagen, Aero-Thermodynamik, ideale und reale Kreisprozesse, Thermische Turbomaschinen, Komponenten, Emissionen und Systeme, 3., vollständig überarbeitete und erweiterte Auflage, Springer Dordrecht Heidelberg London New York 2009, ISBN 978-3-540-76368-0
  • Hans Rick - Gasturbinen und Flugantriebe. Grundlagen, Betriebsverhalten und Simulation, Verlag Springer Vieweg Heidelberg London New York 2013, ISBN 978-3-540-79445-5
  • Reinhard Müller - Luftstrahltriebwerke, Grundlagen, Charakteristiken, Arbeitsverhalten, Verlag Vieweg, Braunschweig 1997, ISBN 3-528-06648-2
  • Götsch, Ernst - Luftfahrzeugtechnik, Motorbuchverlag, Stuttgart 2003, ISBN 3-613-02006-8
  • Schulte, Klaus L. - Kleingasturbinen und ihre Anwendungen, K.L.S. Publishing, Köln 2012, 2. Auflage, ISBN 978-3-942095-42-6
  • Schesky, Kral - "Flugzeugtriebwerke", Rhombos Verlag, Berlin 2003, ISBN 3-930894-95-5
  • Fecker, Andreas - Strahltriebwerke: Entwicklung - Einsatz - Zukunft Motorbuch Verlag, Stuttgart 2013, ISBN 978-3613035164

Siehe auch[Bearbeiten]

Weblinks[Bearbeiten]

Einzelnachweise[Bearbeiten]

  1. Erklärung der Kompressoren bei NASA Glenn Research Center (englisch)
  2. Bericht Alexander Stirn in Süddeutsche Zeitung v. 17. August 2012, S. 16
  3. CFM'S Advanced Double Annular Combustor Technology; 8. September 2009
  4. Spiegel online: Airbus testet ersten Jet mit alternativem Kraftstoff, 9. September 2009
  5. Spiegel online: Branson fliegt auf Biosprit; 9. September 2009
  6. Engine Alliance: About Engine Alliance; 10. September 2009
  7. EPI Europrop International: EPI Shareholders; 10. September 2009
Dies ist ein als exzellent ausgezeichneter Artikel.
Dieser Artikel wurde am 23. September 2005 in dieser Version in die Liste der exzellenten Artikel aufgenommen.