Zusammenfassung
Mit dem Kap. 6 wird ein erster Einstieg in die Aerodynamik und insbesondere in die Thermodynamik der Triebwerke unternommen und wichtige charakteristische Strahltriebwerkskenngrößen definiert: spezifischer Schub, spezifischer Brennstoffverbrauch, Einheitsmasse, Stirnflächenschub und Schubverhältnis. Für Wellenleistungstriebwerke werden die Begriffe Wellenvergleichsleistung oder äquivalente Leistung eingeführt. Um sich eine Übersicht zu verschaffen, was diese Begriffe bedeuten und wie sie sich entwickelt haben, wurden alle genannten Kenngrößen für ausgeführt Triebwerke in diversen Diagrammen zusammengestellt. Daran schließt sich eine grundlegende Einführung in die Joule-Vergleichsprozesse für Turbojet- und Turbofantriebwerke an, aus der sich die grundlegenden Triebwerkswirkungsgrade (thermischer Wirkungsgrad, Vortriebswirkungsgrad und Gesamtwirkungsgrad) ableiten lassen. Darauf basierend kann gezeigt werden, unter welchen Gesichtspunkten Triebwerke weiterzuentwickeln sind und wo sich Machbarkeitsgrenzen abzeichnen. Es eröffnet sich dabei eine neue Art von Verlust, der nicht auf Reibung basiert, und dennoch ganz entscheidend dafür ist, dass nur kleine Düsengeschwindigkeiten, kombiniert mit großen Massenströmen, zu wirtschaftlichen Flugantrieben führen können. Es wird desweiteren diskutiert, wie sinnvoll der Einsatz von Wasserstoff für Triebwerke sein kann und es wird eine Übersicht über Einkaufpreise von Strahltriebwerken geben. Auch dieses Kapitel wird mit zahlreichen Zahlenwertbeispielen bereichert und endet damit, dass für einen Turbojet und einen Turbofan ein erster, noch sehr trivialer rechnerischer Schritt zum Einstieg in die synthesebasierte Triebwerksberechnung gegangen wird. Dieser einfache Beginn zeigt aber bereits, wie eine solche Rechnung vom Prinzip her angelegt werden muss.
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Notes
- 1.
Früher als unterer Heizwert H u bezeichnet. Nach DIN 5499 (EN 437) kann H i auch einfach als Heizwert bezeichnet werden. Er ist ein Maß für die im Brennstoff enthaltene chemische Energie. Der Wahl dieses Heizwertes legt zu Grunde, dass sich gasförmiges H2O im Brennstoff befindet, was bedeutet, dass die Verbrennungswärme des Brennstoffes um die Verdampfungswärme des Wassers reduziert wird. Der Zahlenwert des spezifischen Heizwerts wird dadurch bestimmt, dass Brennstoff und Luft, ausgehend von derselben, für thermochemische Messungen international vereinbarte Standardtemperatur (so genannter chemischer Normzustand) von T ref = 298.15 K in einem Reaktionsraum (Bomben-Kalorimeter) vollständig verbrannt werden. Die bei diesem Prozess abgeführte Wärme – bezogen auf die Brennstoffmasse – ist gleich dem Heizwert. Dabei wird die abgegebene Wärme mittels eines Wasserbades solange ermittelt, bis die Verbrennungsprodukte im Reaktionsraum wieder auf die Ausgangstemperatur T ref der beiden Ausgangsstoffe abgekühlt sind.
- 2.
In der englischsprachigen Literatur sind für den spezifischen Brennstoffverbrauch die Abkürzungen SFC und TSFC zu finden, die beide für Thrust Specific Fuel Consumption stehen. Hierbei ist SFC identisch mit dem durch Gl. (6.21) definierten Ausdruck, d. h., der Brennstoffmassenstrom wird auf den uninstallierten Schub \(F = {F_{{u_F}}}\) bezogen. Im Gegensatz dazu wird bei TSFC der Brennstoffmassenstrom auf den installierten Schub \({F_{{i_F}}} = {F_{{u_F}}} - {F_{{W_Z}}} - {F_{{W_G}}}\) entsprechend Gl. (5.20) bezogen. Demzufolge ergeben sich in der englischen Literatur die folgenden Bezeichnungen
SFC = uninstalled thrust specific fuel consumption
TSFC = installed thrust specific fuel consumption
Im hier vorliegenden Text ist mit spezifischem Brennstoffverbrauch BS generell SFC gemeint.
- 3.
Diese Gleichung gilt nur ungefähr, da der Querschnitt A 0 nicht identisch mit dem maximalen Querschnitt A max ist.
- 4.
Diese Art der Bezeichnung erfolgt analog zu den Begriffen Total- oder Gesamtdruck p t und statischer Druck p bzw. Totaltemperatur T t und statische Temperatur T.
- 5.
James Prescott Joule (*1818 †1889) finanziell unabhängiger Privatgelehrter, der in Manchester, England lebte. Führte Experimente zur Bestimmung des mechanischen Wärmeäquivalents, zur Erwärmung Strom durchflossener elektrischer Leiter (Joulesche Wärme) und zur Drosselung von Gasen (Joule-Thomson-Effekt) durch.
- 6.
George Brayton (*1830 †1892) war ein amerikanischer Maschinenbauingenieur, der erstmals eine Gasturbine mit kontinuierlicher innerer Verbrennung kommerziell entwickelte und vertrieb.
- 7.
Bei Gasströmungen wird der Anteil potenzieller Energieänderungen generell vernachlässigt, da dieser Anteil im Vergleich zu den übrigen Energien stets sehr klein ist. Aufgrund der Voraussetzung von reversiblen Zustandsänderungen im Joule-Prozess sind die Anteile durch reibungsbedingte Dissipation, e Diss , ebenfalls zu vernachlässigen (vgl. Kap. 18.1, Gl. 18.17 bis 18.20).
- 8.
Im einfachen Fall werden die einzelnen Komponenten (Stufen) von Verdichter und Turbine als so genannte Repetierstufen ausgelegt, was bedeutet, dass die Geschwindigkeiten c am Ein- und Austritt der jeweiligen Stufe nach Betrag und Richtung gleich groß sind, \({\mathord{\buildrel{\lower3pt\hbox{$\scriptscriptstyle\rightharpoonup$}} \over c} _E} = {\mathord{\buildrel{\lower3pt\hbox{$\scriptscriptstyle\rightharpoonup$}} \over c} _A}\). Besteht eine Maschine nur aus solchen Stufen, so gilt die zuvor genannte Gleichheit der Geschwindigkeiten bei den Stufen dann natürlich auch für die gesamte Maschine, d. h., sowohl für den Verdichter als auch für die Turbine.
- 9.
Gilt so nicht in realen Kreisprozessen.
- 10.
Notabene – in realen Kreisprozessen, also in Nicht-Vergleichsprozessen, ist die vom Kreisprozess umfahrene Fläche nicht gleich der spezifischen Arbeit.
- 11.
Der Hauptschubanteil eines Turbofantriebwerks resultiert aus dem Fanstrom und hier insbesondere aus dem großen Massenstrom \({\dot m_{II}}\). Die sich dabei einstellenden Temperaturänderungen ΔT t und spezifischen Arbeiten \(w = {P \mathord{\left/ {\vphantom {P {\dot m}}} \right. \kern-\nulldelimiterspace} {\dot m}}\) sind aber vergleichsweise gering, sodass im Kreisprozess der linksseitige Prozessanteil (an der spezifischen Kompressionsarbeit) infolge des sehr mächtigen Sekundärstroms \({\dot m_{II}}\) aber nur minimalistisch in Erscheinung tritt. Hier ist es wichtig, sich den Unterschied zwischen Leistung P und spezifischer Arbeit w vor Augen zu führenden. Die Leistungen im Sekundärkreis sind sehr groß. Die spezifischen Arbeiten aber gering.
- 12.
Als Stützmasse bezeichnet man bei Impulsantrieben die nach hinten ausgestoßene Masse, die ursächlich für den Vortrieb, d. h. den Schub ist. Bei Flugzeug-Strahltriebwerken wird diese Stützmasse aus der Umgebung angesaugt und dann nach hinten ausgestoßen, man sagt: thermisch beschleunigt. Bei Propellertriebwerken erfolgt die Beschleunigung der Stützmasse rein mechanisch durch den Propeller, aber sonst ähnlich, wie beim Strahlantrieb. Bei Raketenantrieben wird dies Stützmasse vom Flugantrieb mit getragen als verbrannter Treibstoff in die Atmosphäre ausgestoßen.
- 13.
Nicolas Leonard Sadi Carnot (*1796 †1832) war französischer Ingenieur-Offizier und gilt als Begründer der heutigen Technischen Thermodynamik. Er behandelte das Problem der Gewinnung von Nutzarbeit aus Wärme ganz allgemein und entwickelte dazu einen idealisierten Kreisprozess aus zwei reversiblen isothermen und zwei reversiblen adiabaten Zustandsänderungen. Siehe hierzu auch Kap. 18.3, Abschn. 18.3.1.
- 14.
Die mit Umgebungstemperatur T0 zur Verfügung stehenden riesigen Energien in den Meeren und in der Luft sind aus diesem Grund thermodynamisch wertlos.
- 15.
Vom Autofahren her ist klar, dass ein schnelles Fahren auch einen hohen Verbrauch des Motors zur Folge hat. Dieser Zusammenhang gilt analog natürlich auch für Flugzeugtriebwerke.
- 16.
Der Index MATOW steht hier für den englischen Begriff Maximum Allowable Take-Off Weight (maximal zulässiges Startgewicht), vgl. hierzu Fußnote zu Beginn des Kap. 5.4.7.2.
- 17.
Der Einfluss von Geschwindigkeit c 0 und Gleitzahl ε soll hier undiskutiert belieben, da dies Aufgabe der Flugmechanik ist. Diese lehrt, dass die Reichweite bei gegebener Brennstoffmasse am größten wird, wenn mit kleinster Gleitzahl ε geflogen wird. In allen anderen Fällen hängen Flugzeit und Reichweite von bestimmten Kombinationen aus Geschwindigkeit und Gleitzahl ab.
- 18.
Unter einer Synthese (altgriechisch: sýnthesis = Zusammensetzung, Zusammenfassung oder Verknüpfung) versteht man das Zusammenführen mehrerer Elemente (Bauteile) zu einer neuen Einheit. Manchmal wird mit dem Begriff Synthese auch das Produkt selbst, d. h. das Resultat einer synthetischen Tätigkeit bezeichnet.
- 19.
Bei den Komponenten Fan, Verdichter und Turbine, die auf Normalstufen aufbauen, ist die Strömungsgeschwindigkeit am Ein- und Austritt dieser Komponenten gleich groß. In Kap. 8 wird diese Voraussetzung noch einmal ganz ausführlich behandelt werden.
- 20.
Der Euler-Radius ist der Radius, der die Kreisringfläche einer Turbomaschinen-Beschaufelung in zwei flächengleiche Ringquerschnitte aufteilt, vgl. Kap. 8. Der Euler-Radius ist stets etwas größer als der Radius der die Schaufelhöhe eine Turbomaschinen-Beschaufelung halbiert (geometrisch mittlerer Radius).
Literatur
Baehr HD (1992) Thermodynamik. Eine Einführung in die Grundlagen und ihre technischen Anwendungen, 8. Aufl. Springer-Verlag, Berlin
Brüning G, Hafer X (1978) Flugleistungen. Grundlagen, Flugzustände, Flugabschnitte. Springer-Verlag, Berlin (Hochschultext)
Hagen H (1982) Fluggasturbinen und ihre Leistungen. G. Braun, Karlsruhe
Jenkinson LR, Simpkin P, Rhodes D (1999) Civil jet aircraft design. AIAA Education Series, Reston VA, U.S.A.
Kerrebrock JL (1996) Aircraft engines and gas turbines, 2. Aufl. The MIT Press, Cambridge
SAE (2009) Aircraft propulsion system performance station designation and nomenclature. SAE Aerospace Standards AS755, Revision D, Issued: Nov. 1962, Published: Aug. 2004, Reaffirmed: Apr. 2009, Superseding ARP755C, Society of Automotive Engineers, Warrendale, PA, U.S.A.
Scholz D, Seekt K (2010) Verringerung von Luftverkehrsemissionen – Welche Potenziale bieten Wasserstoff & Co?, Symposium Fuelling the Climate 2010 – Herausforderungen, Handlungsbedarf und innovative Ansätze. ICCIP, International Climate Change Information Program. Konferenz zum Klimaschutz im Luftverkehr, Hamburg, 18. Juni 2010
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Bräunling, W. (2015). Definitionen und Aero-Thermodynamische Grundlagen. In: Flugzeugtriebwerke. VDI-Buch. Springer Vieweg, Berlin, Heidelberg. https://doi.org/10.1007/978-3-642-34539-5_6
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