Zusammenfassung
Im Folgenden werden die Hauptkomponenten ziviler und militärischer Flugtriebwerke ohne Verwendung mathematisch-physikalischer Beziehungen beschrieben. Dieses Kapitel dient dem allgemeinen Verständnis der Funktionsweise und der Bedeutung der diversen Triebwerkskomponenten. Dabei werden die verschiedenen Komponenten in systematischer Reihenfolge vom Triebwerkseintritt bis zum Triebwerksaustritt hin abgehandelt. Zum Verständnis der nachfolgenden Ausführungen ist die Kenntnis der vorhergehenden Kapitel 1 bis 3 sehr hilfreich, da diese die grundlegenden Definitionen für eine Vielzahl von Fachbergriffen enthalten, die in den folgenden Kapiteln verwendet werden.
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Literatur
Bei stärkeren Seitenwinden dürfen einige Flugzeuge die volle Startleistung des Triebwerks erst dana setzen, wean sie eine gewisse Rollgeschwindigkeit überschritten haben, was als „Rollender Start“ (rolling take-off) bezeichnet wird. Dieses tritft z.B. für die Lockheed C5-A Galaxy (TF39-GE-1) zu, wean der Seitenwind auf der Startbahn größer als 24 km (≈ 12.5 m/s) ist.
Hinter einem senkrechten Verdichtungsstoß liegt immer eine Unterschallgeschwindigkeit (Ma < 1) vor, sodass in supersonischen Einläufen der letzte Verdichtungsstoß immer ein senkrechter ist. Dieser bildet sich gewöhnlich im engsten durchströmten Querschnitt des Einlaufs aus. Damit der senkrechte Stoß nicht zu viele Verluste erzeugt, soll die Machzahl vor diesem Stoß nicht zu hoch sein.
Impeller = angetriebenes Rad mit einer Beschaufelung, durch das ein Fluid zur Druckerhöhung hindurch „gedrückt“ wird (engl.: to impel = treiben, zwingen, nötigen). Nicht zu verwechseln mit Propeller (engl.: to propel = vorwärtstreiben), der eine Axialkraft für den Vortrieb erzeugt.
Gerhard Neumann (*1917 †1997), der gerne den Spitznamen „Herman the German“ trug, studierte von 1936–1938 Maschinenbau an der Ingenieurschule in Mittweida (Sachsen) und musste Deutschland 1938 wegen seiner jüdischen Herkunft verlassen. Nach einem wirklich abenteuerlichen Leben, das ihn über China in die USA brachte (Neumann, 1984), und einer extrem steilen Karriere im Bereich der Flugantriebe, war er von 1963 bis 1979 Vizepräsident von General Electric Aircraft Engines, wo er seit 1948 arbeitete und u.a. für die Entwicklung des Turbojettriebwerks J79 (MD F-4, Phantom II) verantwortlich zeichnete.
CDA-Profil ist eine in den USA typische Bezeichnung, die in Großbritannien Codib-Profil heißt (controlled-diffusion blade).
In diesem Zusammenhang ist auch manchmal die Abkürzung IBR (integrally bladed rotor) zu finden.
Ein Oszillator erzeugt die Linearbewegung der zu schweißenden Schaufeln, ein Werkstückhalter nimmt die Schaufeln auf, positioniert sie und überträgt die notwendigen Klemm-, Stauch-und Reibkräfte. Am Ende des Schweißvorganges wird der Oszillator in Sekundenbruchteilen zum Stillstand gebracht und gleichzeitig die zu verschweißende Schaufel in ihrer Solllage mit engster Toleranz positioniert. Nach dem Schweißen müssen die Einspannstelle und die Schweißzone noch einmal überfräst werden.
Unter Bedingungen, die sofort nach dem Abheben eine Flächenenteisung erfordern, sollte aus Sicherheitsaspekten eigentlich nicht gestartet werden.
Zum Triebwerk hin wird der Brennstoff aus den Flugzeugtanks, die sich in den Flügeln, im Zentralrumpf zwischen den Flügeln und evtl. auch im Leitwerk befinden, mittels in bzw. an den Tanks angeordneten Pumpen zum Triebwerk gefördert. Diesen Teil der Brennstoffanlage nennt man den primären Teil. Die am Triebwerk selbst angeordneten Komponenten stellen den sog. sekundären Teil der Brennstoffanlage dar.
Zur Vermeidung lokaler Verdampfungen in den Pumpen an Orten hoher Strömungsgeschwindigkeiten soll der statische Druck des Brennstoffs nicht unter den Dampfdruck absinken. Andernfalls würden sich lokale Dampfblasen ausbilden, die sich stromab, in Gebieten ansteigenden Druckes, wieder auflösen und dabei von der umgebenden Flüssigkeit bei sehr hohen lokalen Beschleunigungen aufgefüllt werden. In der Nähe umströmter Wandungen führt dieser Vorgang zu Erosionserscheinungen (Auswaschung, Abtragung) des Wandmaterials und damit schließlich zu einer Zerstörung des Bauteils. Dieser Gesamtvorgang wird als Kavitation bezeichnet.
Ein stabil laufendes Triebwerk ist nicht auf eine Fremdzündung über eine Zündkerze angewiesen. Der Verbrennungsvorgang in der Brennkammer läuft so ab, dass eine kontinuierliche Selbstentzündung des Brennstoffs gewährleistet ist.
Die APU ihrerseits wird — genau wie beim Auto — über einen elektrisch angetriebenen Starter gestartet. Der Strom dazu wird aus im Flugzeug befindlichen Batterien bezogen.
In Sonderfällen, wie bei starkem Schnee oder Regen, wird die Zündkerze aus Sicherheitsgründen vom Piloten ebenfalls zugeschaltet.
Im englischen Sprachgebrauch wird das erste Leitrad vor einer Turbine als nozzle-guide vane bezeichnet. Die Leiträder innerhalb der folgenden Turbine heißen dann nur vanes. Besteht eine Turbine aus einer Hoch- und einer Niederdruckturbine, so werden jeweils die Statoren zu Beginn des Hoch- und des Niederdruckteils als nozzle-guide vanes bezeichnet.
Der Zusammenhang zwischen Ein- und Austrittsimpuls ist in Kap. 5 „Triebwerksschub“ ausführlich dargestellt. Zum Verständnis der Dinge kann auch auf Bild 1–1 in Kap. 1 verwiesen werden. Die dort dargestellten Zusammenhänge sind direkt mit den hier dargestellten vergleichbar, auch wenn hier Ein- und Austrittsimpuls unterschiedliche Richtungen haben. 31 Aufgrund der hohen Gastemperatur am Eintritt in die erste Stufe einer Turbine kann die Schallgeschwindigkeit hier durchaus bei 750 m/s oder mehr liegen. Von Stufe zu Stufe nimmt die Temperatur in der Strömung dann ab, wodurch auch die Schallgeschwindigkeit sukzessive geringer wird.
Hinsichtlich der Hochdruckwelle gibt es derart gravierende Probleme, die einen solch signifikanten Einfluss auf die Gesamtkonstruktion eines Triebwerks haben, praktisch nicht.
Ein besonders tragischer Unfall ereignete sich 1954 bei den Tests mit dem zweiten Prototyp des viermotorigen Turbopropflugzeugs Bristol Britannia. Ein Teil des Planetengetriebes eines der Triebwerke (Bristol Proteus Mark (Mk) 705) verlor aufgrund einer konstruktiven Schwäche seine Verzahnung, worauf die freie zweistufige Arbeitsturbine innerhalb von Sekundenbruchteilen hoch lief. Als Folge der extremen Überdrehzahlen zerbarsten die Turbinenscheiben der Arbeitsturbine. Die Trümmer zerschlugen den Öltank des Triebwerks und setzen erst diesen und dann das gesamte Treibwerk in Flammen. Es kam zum Verlust des Flugzeuges.
Der Begriff Konvektion stammt vom lateinischen Wort convectio ab, was zusammenbringen bedeutet. Hierbei wird Wärme von einem festen Körper an ein Gas übertragen.
Übliche Laser sind hier blitzlampengepumpte Neodym-YAG-Stab-Laser (YAG = Yttrium-Aluminium-Granat). Ein solcher Laser gibt zum Bohren eine Leistung von etwas mehr als 0.1 kW ab, bei einer Leistungsaufnahme von mehr als 4 kW.
Da bedingt durch den Gießprozess der Schaufeln deren Wanddicke nicht immer konstant ist, aber die Anzahl der Laserimpulse beim Bohrprozess unverändert bleibt, könnte es passieren, dass beim Bohren einer „dünneren“ Wandung mit den letzten Laserimpulsen die gegenüberliegende Wand der holen Schaufeln zerstört wird. Um dies zu vermeiden, werden die Schaufeln vor dem Laserbohren mit Wachs ausgegossen, das nach dem Bohrprozess dann wieder ausgeschmolzen wird.
In erster Näherung kann man sich die Ursache dieser Verluste wie die Blattspitzenwirbel am Tragflügel eines Flugzeuges vorstellen. Aufgrund des Druckunterschiedes zwischen Saug- und Druckseite kommt es zu einer Umströmung der Schaufelspitze unter Ausbildung eines Wirbels. Die Energie, die dieser Wirbel für seine Rotation benötigt ist, proportional zu den Strömungsverlusten.
Das Wort Chevron, das ursprünglich im Zusammenhang mit der Heraldik (Sparren = nach unten offener Winkel), mit militärischen Orden oder mit Gewebemustern (Fischgräte) verwendet wurde, kann hier am besten mit dem Begriff Zickzack übersetzt werden. Eine Chevron-Düse könnte also im Deutschen als Zickzack-Düse bezeichnet werden.
An dieser Stelle sei nochmals darauf hingewiesen, dass in Überschallströmungen ein Zuwachs an Strömungsgeschwindigkeit nur in divergenten, d.h., diffusorartigen Strömungskanälen realisiert werden kann; ganz im Gegensatz zu den Gegebenheiten in Unterschallströmungen.
Dr. Henry Coanda (1885–1972) beschäftigte sich u.a. mit hydrodynamischen Effekten. Der sog. Coandaeffekt beschreibt die Eigenschaft einer schnellen, turbulenten Strömung, die über eine glatte, stark gekrümmte Oberfläche streicht, ohne dabei von dieser Oberfläche abzulösen. Bei turbulenten, wandnahen Strömungen ist längs einer gekrümmten Oberfläche das Eindringen und Vermischen des umgebenden Fluides zur Wand hin erschwert, sodass sich dort eine Unterdruckzone bilden kann. In Richtung zur Wand hin besteht also ein Druckgefälle, das den Strahl permanent zur Wand hin abdrängt. Ursache des Coandaeffekts ist damit eine Unterdruckwirkung in der wandseitigen Region eines Strahls.
Der tragische Unfall mit einer Boeing B767–300ER der Lauda-Air am 26. Mai 1991 nordwestlich von Bangkok hat gezeigt, in welchem Desaster das unbeabsichtigte Ausfahren eines einzigen Schubumkehrers während des Reisefluges für das Flugzeug und seine Insassen enden kann. In einer Flughöhe von 7 500 m hat sich bei einer Flugmachzahl von 0.78 der Schubumkehrer des linken Pratt & Whitney Triebwerks PW4060 aus bis heute noch nicht eindeutig geklärter Ursache aktiviert. Alle Passagiere und die gesamte Besatzung kamen dabei ums Leben.
Die Breite von Start- und Landebahnen beträgt normalerweise 45 m.
In Anlehnung an die Darstellungen bei Smarsly (2002)
Duktilität = Eigenschaft von Werkstoffen, sich unter Einwirkung äußerer Kräfte bleibend zu verformen. Der Grad der Duktilität hängt von Art und Form des Werkstücks, der Temperatur und den Beanspruchsbedingungen ab.
In Anlehnung an die Darstellungen bei Raab, Artmeier und Wilfert (2000)
In Anlehnung an die Darstellungen bei Scheugenpflug, Wilfert u. Simon (2002)
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Bräunling, W.J.G. (2004). Hauptkomponentenbeschreibung und zugehörige Technologien. In: Flugzeugtriebwerke. VDI-Buch. Springer, Berlin, Heidelberg. https://doi.org/10.1007/978-3-662-07268-4_4
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