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FLUG REVUE 05/2017

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Technik

Technik Triebwerksforschung Beim Hochdruckverdichter des kleinen Turbofans untersuchten die Forscher auch eine ungewöhnliche Lösung: eine Kombination aus axialen und radialen Stufen. Regional Turbofan Grafiken: LEMCOTEC Schub 81,9 kN Nebenstromverhältnis 11,9:1 Gesamtdruckverhältnis 47,5:1 (mit Axialverdichter), 50:1 (mit Axial-Radial-Verdichter) Aufbau Bläser, Getriebe, Niederdruckverdichter (3 Stufen), Hochdruckverdichter (5 axiale und eine radiale Stufe, alternativ 10 axiale Stufen), Hochdruckturbine (2), Niederdruckturbine (4) Brennkammersystem PERM (Partially Evaporated and Rapid Mixing) von GE Avio und LDI (Lean Direct Injection) von Rolls-Royce Reduzierung des mit Axial-Radial-Verdichter 19 Prozent, mit Axialverdichter Missions- 20 Prozent im Vergleich zu einem Konzept ähnlich einer Treibstoffverbrauchs Boeing 717 mit BR715-A1 nach Triebwerk auf Werte zwischen 12 und 17 Millimetern, was hohe Anforderungen an die Fertigung stellt. Damit der Verdichter nicht durch zu viele Stufen an Länge und Gewicht zunimmt, vergrößerten die Forscher das Verhältnis von Schaufellänge zu Blattbreite. Zudem wurden neuartige Blattspitzenformen untersucht, um Spaltverluste zu verringern. Getestet wurde auch ein Austrittsleitrad aus Titanaluminid anstatt aus der üblicherweise verwendeten Nickelbasislegierung. Dadurch ist es um bis zu 40 Prozent leichter, was die Effizienz des Gesamttriebwerks erhöht. Bei den Brennkammern wurden drei verschiedene Einspritztechnologien für Magerverbrennung untersucht und weiterentwickelt: das PERM-System (Par-tially Evaporated and Rapid Mixing) von GE Avio, das den Treibstoff teilweise verdampft und in der Brennkammer mit der komprimierten Luft verwirbelt; die LDI-Einspritztechnologie (Lean Direct Injection) von Rolls-Royce, die Kerosin konzentrisch und gestuft in die Brennkammer einspritzt, sowie die Multi- Stage Fuel Injection (MSFI / mehrstufige Treibstoffeinspritzung) von Safran Aircraft Engines. Dabei wird der Treibstoff sowohl ringförmig am Rand als auch in der Mitte des starken, verwirbelten Luftstroms injiziert. Um heißere Temperaturen am Brennkammeraustritt zu ermöglichen, wurden Versuche mit einer neuen Nickelbasis-Superlegierung gemacht. Eine aerodynamische Überarbeitung erfuhr das Design der Lauf- und Leitschaufeln in den Turbinen. Damit die Hochdruckturbine höheren Temperaturen standhalten kann, wurde zudem die Kühlung so optimiert, dass sie mit weniger Kühlluft auskommt. Beispielsweise wurde die im Vorgängerprogramm NE- WAC (New Aero Engine Core Concepts / neue Konzepte für Kerntriebwerke in der Luftfahrt) entwickelte Zwischenkühlung zwischen Nieder- und Hochdruckverdichter weiterverfolgt. Sie sorgt für eine höhere Effizienz des Hochdruckverdichters sowie für kältere und damit weniger benötigte Kühlluft in der Turbine. Die Ergebnisse der einzelnen Subprojekte flossen in die Berechnung von drei Studientriebwerken ein, für die SP1 die Vorgaben entwickelte: einen Getriebefan für Regional- und Geschäftsflugzeuge (Regional Turbofan, RTF), einen Open Rotor für Mittelstreckenflugzeuge (Midsize Open Rotor, MOR) und einen großen Turbofan für Langstreckenflugzeuge (Large Turbofan, LTF). TURBOFAN FÜR REGIONALFLUGZEUGE Die Architektur des kleinen Turbofan- Triebwerks weist – wie der 2016 am Airbus A320neo eingeführte Getriebefan von Pratt & Whitney – ein Untersetzungsgetriebe zwischen Niederdruckturbine und Bläser auf. Dadurch können die beiden Komponenten im jeweiligen Drehzahloptimum laufen, was die Effizienz erhöht. Um das Gesamtdruckverhältnis im Vergleich zum Rolls-Royce BR715 (Boeing 717) um stattliche 42 Prozent zu steigern, wurden zwei Varianten des Hochdruckverdichters untersucht: ein Axialverdichter mit zehn Stufen (Druckverhältnis 20:1) sowie die für Flugzeugtriebwerke ungewöhnliche Kombination von fünf axialen Stufen (Druckverhältnis 20:1) mit einer Radial- 70 FLUG REVUE Mai 2017 www.flugrevue.de

stufe (Druckverhältnis 3,2:1). Letzteres hat den Vorteil, dass Größe und Gewicht des Kerntriebwerks gering bleiben. Doch ein solcher Aufbau hat auch Nachteile: Das Material des Impellers ist den hohen Temperaturen nicht gewachsen und erfordert eine komplizierte Kühlluft-Kühlung. Geprüft wurden beide Verdichtervarianten mit einem PERM- Brennkammersystem. Der Axial-Radial- Verdichter wurde zudem mit LDI-Einspritztechnologie untersucht. Insgesamt überzeugender war die Architektur mit einem reinen Axialverdichter. Was die Verringerung des CO 2 -Ausstoßes angeht, erreichte er mit fast minus 20 Prozent ziemlich genau den Zielwert. Der Axial-Radial-Verdichter lag etwas darunter: „Wir haben den CO 2 - Ausstoß dieses Studientriebwerks seit 2013 von minus 16 auf minus 19 Prozent verringern können“, sagte Dr. Dirk Zeitz von Rolls-Royce Deutschland bei einem Workshop in Potsdam im Dezember 2016. Bei den Stickoxidemissionen Open Rotor lag der Axial-Radial-Verdichter in Kombination mit der LDI-Brennkammer bei minus 77 Prozent und damit deutlich über den geforderten minus 65 Prozent. Mit dem PERM-System würde der NO x - Ausstoß bei beiden Verdichtervarianten um 63,2 Prozent verringert. Die Reduzierung von Kerosinverbrauch und CO 2 -Emissionen ist als Alleinbeitrag des Triebwerks zu verstehen, denn Aerodynamik und Strukturgewicht des entsprechenden Flugzeugs selbst wurden unter LEMCOTEC nicht optimiert. Die Verringerung der NO x -Emissionen bezieht sich auf den CAEP/2- Standard der Internationalen Zivilluftfahrtorganisation ICAO, der die Zulassungsgrundlage für Triebwerke im Jahr 2000 war. Er bildet eine exemplarische Lande- und Start-Flugmission ab. OPEN ROTOR FÜR MITTELSTRECKENFLUGZEUGE Als Grundlage dieses Studientriebwerks diente der im EU-Forschungsprojekt Schub 140,8 kN Nebenstromverhältnis 83,8:1 Gesamtdruckverhältnis 54,9:1 Aufbau Mitteldruckverdichter (7 Stufen), Hochdruckverdichter (5), Hochdruckturbine (1), Mitteldruckturbine (2), Arbeitsturbine (3), Getriebe, gegenläufige Luftschrauben Brennkammersystem MSFI (Multi Stage Fuel Injection) von Safran Aircraft Engines Reduzierung 28,5 Prozent im Vergleich des Missions- zu einem Konzept ähnlich Treibstoffverbrauchs einer A320 mit CFM56-5A DREAM (Validation of Radical Engine Architecture Systems / Bewertung radikaler Triebwerksarchitekturen) von 2008 bis 2012 untersuchte Open Rotor in Pusher-Konfiguration, bei dem die gegenläufig drehenden Luftschaufeln hinten angeordnet sind. Unter LEMCOTEC stellten die Forscher jedoch fest, dass eine Erhöhung des Gesamtdruckverhältnisses von etwa 45:1 auf den angepeilten Wert von 60:1 bei dem mittelgroßen DREAM-Open- Rotor mit Getriebe nicht sinnvoll ist. Denn der Leistungszuwachs durch ein höheres Gesamtdruckverhältnis und höhere Temperaturen wird durch deutlich stärkere Effizienzverluste im Verdichter und der Turbine sowie durch hohe Anforderungen an die Kühlung zunichte gemacht. Das Optimum liegt nach den Berechnungen bei einem Gesamtdruckverhältnis von 54,9:1. Um das zu erreichen, wurde die Triebwerksarchitektur angepasst. Der Mitteldruckverdichter wurde um zwei auf sieben Stufen vergrößert, der Hochdruckverdichter um eine auf fünf Stufen verkleinert, und die ursprünglich einstufige Mitteldruckturbine erhielt eine zweite Stufe. Dadurch steigt das Druckverhältnis im Mitteldruckverdichter, und die Größe des Hochdruckverdichters bleibt bei akzeptabler Effizienz gering. Bei der Brennkammer setzten die Ingenieure auf das MSFI-System. In dieser Konfiguration wurde eine im Vergleich zum DREAM-Projekt weitere Verringerung des spezifischen Treibstoffverbrauchs um 2,5 Prozent erreicht. Damit würde der Der Open Rotor verspricht Treibstoffeinsparungen von gut einem Drittel im Vergleich zum CFM56. www.flugrevue.de FLUG REVUE Mai 2017 71

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