Maschinenbau

Düsentriebwerk | Maschinenbau

Strahltriebwerk , eines aus einer Klasse von Verbrennungsmotoren, die Flugzeuge durch Rückwärtsabgabe eines Flüssigkeitsstrahls antreiben, üblicherweise heiße Abgase, die durch Verbrennen von Kraftstoff mit aus der Atmosphäre angesaugter Luft erzeugt werden.

Ornithopter.  Flugzeug und Flugzeuge.  3D-Darstellung von Leonardo da Vincis Plänen für einen Ornithopter, eine Flugmaschine, die durch das Schlagen ihrer Flügel in der Luft gehalten wird;  um 1490.
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Allgemeine Eigenschaften

Die Antriebsmaschine praktisch alle Triebwerke ist eine Gasturbine . Die Gasturbine wird als Kern, Gasproduzent, Vergaser oder Gasgenerator bezeichnet und wandelt die aus der Verbrennung eines flüssigen Kohlenwasserstoffbrennstoffs gewonnene Energie in Form eines Hochdruck-Hochtemperatur-Luftstroms in mechanische Energie um . Diese Energie wird dann von dem sogenannten Antrieb (z. B. Flugzeugpropeller und Hubschrauberrotor ) genutzt, um einen Schub zu erzeugen, mit dem das Flugzeug angetrieben werden kann .

Funktionsprinzipien

Das Antriebsmaschine

Die Gasturbine arbeitet im Brayton-Zyklus, in dem das Arbeitsfluid ein kontinuierlicher Luftstrom ist, der in den Motoreinlass aufgenommen wird. Die Luft wird zuerst durch einen Turbokompressor auf ein Druckverhältnis komprimiert, das typischerweise das 10- bis 40-fache des Drucks des Einlassluftstroms beträgt (wie in 1 gezeigt ). Es fließt dann in eine Brennkammer, wo ein stetiger Strom des Kohlenwasserstoffbrennstoffs in Form von flüssigen Sprühtröpfchen und Dampf oder beidem eingeleitet und bei annähernd konstantem Druck verbrannt wird. Dies führt zu einem kontinuierlichen Strom von Hochdruckverbrennungsprodukten, deren durchschnittliche Temperatur typischerweise zwischen 980 und 1.540 ° C oder höher liegt. Dieser Gasstrom strömt durch eine Turbine, die über eine Drehmomentwelle mit dem Kompressor verbunden istund die dem Gasstrom Energie entzieht, um den Kompressor anzutreiben. Da dem Arbeitsmedium unter hohem Druck Wärme zugeführt wurde, enthält der Gasstrom, der aus dem Gasgenerator austritt, nachdem er durch die Turbine expandiert wurde, aufgrund seines hohen Hochdrucks eine beträchtliche Menge an überschüssiger Energie - dh Gasleistung - Temperatur und hohe Geschwindigkeit, die für Antriebszwecke genutzt werden können.

Die Wärme, die durch Verbrennen eines typischen Düsentreibstoffs in Luft freigesetzt wird, beträgt ungefähr 43.370 Kilojoule pro Kilogramm (18.650 britische Wärmeeinheiten pro Pfund) Treibstoff. Wenn dieses Verfahren zu 100 Prozent effizient wäre, würde es für jede Einheit des Kraftstoffstroms eine Gasleistung von 7,45 PS / (Pfund pro Stunde) oder 12 Kilowatt / (kg pro Stunde) erzeugen. Tatsächlich beschränken bestimmte praktische thermodynamische Einschränkungen, die eine Funktion der im Zyklus erreichten Spitzengastemperatur sind, die Effizienz des Prozesses auf etwa 40 Prozent dieses idealen Wertes. Der im Zyklus erreichte Spitzendruck beeinflusst auch die Effizienz der Energieerzeugung. Dies impliziert, dass die Untergrenze von spezifischKraftstoffverbrauch (SFC) für einen Motor, der Gasleistung erzeugt, beträgt 0,336 (Pfund pro Stunde) / Pferdestärke oder 0,207 (kg pro Stunde) / Kilowatt. In der Praxis liegt der SFC aufgrund von Ineffizienzen, Verlusten und Leckagen in den einzelnen Komponenten der Antriebsmaschine sogar über dieser Untergrenze.

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Da Gewicht und Volumen bei der Gesamtkonstruktion eines Flugzeugs im Vordergrund stehen und das Kraftwerk einen großen Teil des Gesamtgewichts und -volumens eines Flugzeugs ausmacht, müssen diese Parameter bei der Triebwerkskonstruktion minimiert werden. Der Luftstrom, der durch einen Motor strömt, ist ein repräsentatives Maß für die Querschnittsfläche des Motors und damit für sein Gewicht und Volumen. Eine wichtige Gütezahl für die Antriebsmaschine ist daher ihreSpezifische Leistung - Die Menge an Leistung, die pro Luftstromeinheit erzeugt wird. Diese Größe ist eine sehr starke Funktion der Spitzengastemperatur im Kern beim Austritt aus der Brennkammer. Moderne Motoren erzeugen 150 bis 250 PS / (Pfund pro Sekunde) oder 247 bis 411 Kilowatt / (kg pro Sekunde).

Das Antrieb

The gas horsepower generated by the prime mover in the form of hot, high-pressure gas is used to drive the propulsor, enabling it to generate thrust for propelling or lifting the aircraft. The principle on which such a thrust is produced is based on Newton’s second law of motion. This law generalizes the observation that the force (F) required to accelerate a discrete mass (m) is proportional to the product of that mass and the acceleration (a). In effect,

Gleichung.

where the mass is taken as the weight (w) of the object divided by the acceleration due to gravity (g) at the place where the object was weighed. In the case of a jet engine, one is generally dealing with the acceleration of a steady stream of air rather than with a discrete mass. Here, the equivalent statement of the second law of motion is that the force (F) required to increase the velocity of a stream of fluid is proportional to the product of the rate of mass flow (M) of the stream and the change in velocity of the stream,

Gleichung.

where the inlet velocity (V0) relative to the engine is taken to be the flight velocity and the discharge velocity (Vj) is the exhaust or jet velocity relative to the engine. W is the rate of weight flow of working fluid (i.e., air or products of combustion) divided by the acceleration of gravity in the place where the weight flow is measured. The relatively small effect of the weight flow of fuel in creating a difference between the weight flow of the inlet and exhaust streams is intentionally disregarded.

One thereby infers that the components of a propulsor must exert a force F on the stream of air flowing through the propulsor if this device accelerates the airstream from the flight velocity V0 to the discharge velocity Vj. The reaction to that force F is ultimately transmitted by the mounts of the propulsor to the aircraft as propulsive thrust.

There are two general approaches to converting gas horsepower to propulsive thrust. In one, a second turbine (i.e., a low-pressure, or power, turbine) may be introduced into the engine flow path to extract additional mechanical power from the available gas horsepower. This mechanical power may then be used to drive an external propulsor, such as an airplane propeller or helicopter rotor. In this case, the thrust is developed in the propulsor as it energizes and accelerates the airflow through the propulsor—i.e., an airstream separate from that flowing through the prime mover.

In the second approach, the high-energy stream delivered by the prime mover may be fed directly to a jet nozzle, which accelerates the gas stream to a very high velocity as it leaves the engine, as is typified by the turbojet. In this case, the thrust is developed in the components of the prime mover as they energize the gas stream.

In other types of engines, such as the turbofan, thrust is generated by both approaches: A major part of the thrust is derived from the fan, which is powered by a low-pressure turbine and which energizes and accelerates the bypass stream (see below). The remaining part of the total thrust is derived from the core stream, which is exhausted through a jet nozzle.

Just as the prime mover is an imperfect device for converting the heat of fuel combustion to gas horsepower, so the propulsor is an imperfect device for converting the gas horsepower to propulsive thrust. There is generally a great deal of energy left in the high-temperature, high-velocity jet stream exiting from the propulsor that is not fully exploited for propulsion. The efficiency of a propulsor, propulsive efficiency ηp, is the portion of the available energy that is usefully applied in propelling the aircraft compared to the total energy of the jet stream. For the simple but representative case of the discharge airflow equal to the inlet gas flow, it is found that

Gleichung.

Although the jet velocity Vj must be larger than the aircraft velocity V0 to generate useful thrust, a large jet velocity that exceeds flight speed by a substantial margin can be very detrimental to propulsive efficiency. Maximum propulsive efficiency is approached when the jet velocity is almost equal to (but, of necessity, slightly higher than) the flight speed. This fundamental fact has given rise to a large variety of jet engines, each designed to generate a specific range of jet velocities that matches the range of flight speeds of the aircraft that it is supposed to power.

Die Netto- Beurteilung der Effizienz eines Strahltriebwerkes ist die Messung der Geschwindigkeit des Brennstoffverbrauches pro Einheit des Schubs erzeugt (zB in Pfund oder Kilogramm pro Stunde Kraftstoff pro Pfund verbraucht oder Kilogramm Schub erzeugt) . Es gibt keine einfache Verallgemeinerung des Wertes des spezifischen Kraftstoffverbrauchs eines Schubmotors. Es ist nicht nur eine starke Funktion des Wirkungsgrads der Antriebsmaschine (und damit ihres Druckverhältnisses und ihrer Spitzenzyklustemperatur), sondern auch des Vortriebswirkungsgrads des Antriebs (und damit des Motortyps). Es ist auch eine starke Funktion der Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs und der Umgebungstemperatur (die wiederum eine starke Funktion von Höhe, Jahreszeit und Breite ist).