Mantelstromtriebwerk

Animation eines Turbofans mit 2 Schaufeln und hohem Bypass

Niederdruck-Kolben
Hochdruck-Kolben
Stationäre Komponenten

Gondel
Fan
Niederdruck-Kompressor
Hochdruck-Kompressor
Verbrennungskammer
Hochdruckturbine
Niederdruckturbine
Kerndüse
Fan-Düse ⓘ

Der Turbofan oder Fanjet ist ein luftatmendes Düsentriebwerk, das häufig für den Antrieb von Flugzeugen verwendet wird. Das Wort "Turbofan" setzt sich aus den Begriffen "Turbine" und "Fan" zusammen: Der Turboteil bezieht sich auf ein Gasturbinentriebwerk, das die mechanische Energie aus der Verbrennung gewinnt, und der Fan ist ein kanalisiertes Gebläse, das die mechanische Energie der Gasturbine nutzt, um die Luft nach hinten zu drücken. Während also bei einem Turbojet die gesamte angesaugte Luft durch die Brennkammer und die Turbinen strömt, wird bei einem Turbofan ein Teil der Luft an diesen Komponenten vorbeigeleitet. Man kann sich einen Turbofan also so vorstellen, dass ein Turbostrahltriebwerk ein Gebläse antreibt, wobei beide Komponenten zum Schub beitragen. ⓘ

Das Verhältnis zwischen dem Massenstrom der am Triebwerkskern vorbeiströmenden Luft und dem Massenstrom der durch den Kern strömenden Luft wird als Bypass-Verhältnis bezeichnet. Das Triebwerk erzeugt den Schub durch eine Kombination dieser beiden Teile, die zusammenwirken; Triebwerke, die im Verhältnis zum Fan-Schub mehr Jet-Schub verwenden, werden als Low-Bypass-Turbotriebwerke bezeichnet, während umgekehrt Triebwerke, die wesentlich mehr Fan-Schub als Jet-Schub haben, als High-Bypass-Triebwerke bezeichnet werden. Die meisten der heute in der zivilen Luftfahrt eingesetzten Triebwerke sind High-Bypass-Triebwerke, und die meisten modernen militärischen Kampftriebwerke sind Low-Bypass-Triebwerke. Nachbrenner werden bei Turbofan-Triebwerken mit niedrigem Bypass verwendet, wobei Bypass und Kernmischung vor dem Nachbrenner liegen. ⓘ

Moderne Turbofans haben entweder einen großen einstufigen Fan oder einen kleineren Fan mit mehreren Stufen. Eine frühe Konfiguration kombinierte eine Niederdruckturbine und einen Fan in einer einzigen, hinten angebrachten Einheit. ⓘ

Ein GEnx-2B-67 mit geöffneter Verkleidung an der Tragfläche einer Boeing 747-8I ⓘ

Turbofantriebwerk CF6 von General Electric ⓘ

Ein Mantelstromtriebwerk, auch Nebenstromtriebwerk, Zweistromstrahltriebwerk, Zweistrom-Turbinen-Luftstrahltriebwerk (ZTL) oder Fantriebwerk – engl. Turbofan – genannt, ist ein Strahltriebwerk, bei dem ein äußerer Luftstrom den inneren „Kernstrom“ ummantelt. Der eigentliche thermodynamische Kreisprozess (Luft verdichten, aufheizen (Treibstoff verbrennen), expandieren und Energie liefern) findet im Kernstrom statt. Der Mantelstrom liefert bei modernen Triebwerken je nach Nebenstromverhältnis meist den Großteil der Schubkraft, oft über 80 %. Das Kerntriebwerk wird daher mitunter vor allem als Antrieb für Fan und somit Mantelstrom betrachtet. Deshalb wird es gelegentlich als „Heißgas-Erzeuger“ für die Fan-antreibende Turbine bezeichnet. Der Mantelstrom bewirkt eine Verringerung der Strahlgeschwindigkeit (ausgestoßener Luft-Abgas-Strahl) mit der Folge eines niedrigeren Treibstoffverbrauchs und geringerer Schallemission gegenüber einem Einstrom-Strahltriebwerk gleicher Schubkraft. ⓘ

Nahezu alle strahlgetriebenen zivilen Flugzeuge werden heutzutage wegen der erhöhten Wirtschaftlichkeit und der lärmreduzierenden Wirkung des Mantelstromes mit Mantelstromtriebwerken ausgerüstet. Bei Kampfflugzeugen ist der Nebenstromanteil zu Gunsten einer maximalen Endgeschwindigkeit jedoch gering bis sehr gering, da sich dieser Vorteil bei hohen Geschwindigkeiten (größer Mach 0,7–0,9) verliert. ⓘ

Grundsätze

Schematische Darstellung eines modernen 2-Walzen-Turbotriebwerks in einer Gondel. Die Niederdruckturbine ist blau und die Hochdruckturbine orange gefärbt. ⓘ

Der Turbofan wurde erfunden, um den Treibstoffverbrauch des Strahltriebwerks zu verbessern. Dies sollte durch eine Erhöhung der Masse und eine Verringerung der Geschwindigkeit des Antriebsstrahls im Vergleich zum Turbostrahl erreicht werden. Dies sollte mechanisch durch den Einbau eines Gebläses geschehen und nicht durch die Nutzung von Viskositätskräften durch den Einbau eines Auswerfers, wie es Whittle zuerst vorschwebte. ⓘ

Frank Whittle stellte sich Fluggeschwindigkeiten von 500 mph vor, als er sein britisches Patent 471.368 "Improvements relating to the propulsion of aircraft" (Verbesserungen beim Antrieb von Flugzeugen) schrieb, das im März 1936 eingereicht wurde und in dem er die Prinzipien des Turbofans beschrieb, auch wenn er damals noch nicht als solcher bezeichnet wurde. Der Turbojet verwendet das Gas aus seinem thermodynamischen Kreislauf als Antriebsstrahl. Die Verwendung des Kreislaufgases für den Treibstrahl bei Fluggeschwindigkeiten von 500 mph hat zwei Nachteile, die durch den Turbofan behoben werden. ⓘ

Es wird Energie vergeudet, weil sich der Antriebsstrahl viel schneller rückwärts bewegt als das Flugzeug vorwärts, wodurch ein sehr schnelles Kielwasser entsteht. Die kinetische Energie des Wirbelschlepps spiegelt den Treibstoff wider, der für die Erzeugung des Wirbelschlepps und nicht für die Vorwärtsbewegung des Flugzeugs verbraucht wurde, und ist somit verschwendeter Treibstoff. Sie ist jedoch ein grundlegender Aspekt der Schuberzeugung in einem Fluid, indem ein Teil davon nach hinten beschleunigt wird, sei es durch einen Propeller oder eine Brennkammer in einem Kanal (Staustrahltriebwerk), und kann als solche nur reduziert, nicht aber eliminiert werden. Der Turbofan reduziert die Geschwindigkeit des Antriebsstrahls. ⓘ

Der andere Nachteil besteht darin, dass jede Maßnahme zur Verringerung des Kraftstoffverbrauchs des Triebwerks durch Erhöhung des Druckverhältnisses oder der Turbinentemperatur einen entsprechenden Anstieg des Drucks und der Temperatur im Abgaskanal bewirkt, was wiederum zu einer höheren Gasgeschwindigkeit aus der Treibdüse führt (und zu einer höheren KE und Kraftstoffverschwendung). Obwohl das Triebwerk zur Erzeugung eines Pfunds Schub weniger Kraftstoff verbraucht, wird in der schnelleren Schubdüse mehr Kraftstoff verschwendet. Mit anderen Worten, die Unabhängigkeit von thermischer und propulsiver Effizienz, wie sie bei der Kombination von Kolbenmotor und Propeller, die dem Turbojet vorausging, besteht, geht verloren. Roth sieht dagegen in der Wiedererlangung dieser Unabhängigkeit das wichtigste Merkmal des Turbofans, das die Wahl des spezifischen Schubs unabhängig vom Gasgeneratorzyklus ermöglicht. ⓘ

Die Arbeitssubstanz des thermodynamischen Zyklus ist die einzige Masse, die zur Schuberzeugung in einem Turbotriebwerk beschleunigt wird, was bei Fluggeschwindigkeiten unterhalb des Überschalls eine schwerwiegende Einschränkung darstellt (hoher Kraftstoffverbrauch). Für Unterschallfluggeschwindigkeiten muss die Geschwindigkeit des Antriebsstrahls reduziert werden, da die Schuberzeugung einen Preis hat. Die Energie, die zur Beschleunigung des Gases im Triebwerk erforderlich ist (Erhöhung der kinetischen Energie), wird auf zweierlei Weise verbraucht: durch die Erzeugung einer Impulsänderung (d. h. einer Kraft) und einer Wirbelschleppe, die eine unvermeidliche Folge der Schuberzeugung durch ein Triebwerk (oder einen Propeller) ist. Die Wirbelschleppe und der zu ihrer Erzeugung verbrauchte Treibstoff können durch Erhöhung der beschleunigten Masse reduziert und der erforderliche Schub dennoch aufrechterhalten werden. Ein Turbofan erreicht dies, indem er die im Triebwerk verfügbare Energie vom Gasgenerator auf einen Fan überträgt, der eine zweite, zusätzliche Masse beschleunigter Luft erzeugt. ⓘ

Die Energieübertragung vom Kern auf die Bypass-Luft führt dazu, dass das Gas mit niedrigerem Druck und niedrigerer Temperatur in die Kerndüse eintritt (geringere Abgasgeschwindigkeit) und die vom Fan erzeugte Temperatur und der Druck in die Fan-Düse. Die Menge der übertragenen Energie hängt davon ab, wie hoch der Druckanstieg ist, für den das Gebläse ausgelegt ist (Gebläsedruckverhältnis). Der beste Energieaustausch (niedrigster Kraftstoffverbrauch) zwischen den beiden Strömen und der Vergleich der Strahlgeschwindigkeiten hängt davon ab, wie effizient die Übertragung erfolgt, was von den Verlusten in der Gebläseturbine und dem Gebläse abhängt. ⓘ

Der Gebläsestrom hat eine geringere Auslassgeschwindigkeit und erzeugt einen wesentlich höheren Schub pro Energieeinheit (geringerer spezifischer Schub). Beide Luftströme tragen zum Bruttoschub des Triebwerks bei. Die zusätzliche Luft für den Bypass-Strom erhöht den Staudruckwiderstand im Ansaugrohr, aber der Nettoschub wird dennoch erheblich gesteigert. Die effektive Gesamtabgasgeschwindigkeit der beiden Abgasdüsen kann näher an die Fluggeschwindigkeit eines normalen Unterschallflugzeugs herangeführt werden und nähert sich dem idealen Froude-Wirkungsgrad. Ein Turbofan beschleunigt eine größere Luftmasse langsamer als ein Turbojet, der eine kleinere Menge schneller beschleunigt, was eine weniger effiziente Art ist, den gleichen Schub zu erzeugen (siehe den Abschnitt über den Wirkungsgrad weiter unten). ⓘ

Das Verhältnis zwischen dem Luftmassenstrom, der den Triebwerkskern umgeht, und dem Luftmassenstrom, der durch den Kern strömt, wird als Bypass-Verhältnis bezeichnet. Triebwerke mit einem höheren Strahlschub im Verhältnis zum Fan-Schub werden als Low-Bypass-Turbotriebwerke bezeichnet, während Triebwerke mit einem deutlich höheren Fan-Schub als Strahlschub als High-Bypass-Triebwerke bezeichnet werden. Die meisten der heute in der zivilen Luftfahrt eingesetzten Triebwerke haben einen hohen Bypass, und die meisten modernen Kampfflugzeuge haben einen niedrigen Bypass. Nachbrenner werden bei Low-Bypass-Turbotriebwerken in Kampfflugzeugen eingesetzt. ⓘ

Bypass-Verhältnis

Das Bypass-Verhältnis (BPR) eines Turbofan-Triebwerks ist das Verhältnis zwischen dem Massendurchsatz des Bypass-Stroms und dem Massendurchsatz im Kern. Ein Bypass-Verhältnis von 6 bedeutet zum Beispiel, dass 6-mal mehr Luft durch den Bypass-Kanal strömt als durch die Brennkammer. ⓘ

Turbofan-Triebwerke werden in der Regel mit dem BPR beschrieben, das zusammen mit dem Gesamtdruckverhältnis, der Turbineneintrittstemperatur und dem Fan-Druckverhältnis wichtige Auslegungsparameter sind. Darüber hinaus wird die BPR für Turboprop-Triebwerke und Fan-Anlagen ohne Abzug angegeben, da sie aufgrund ihres hohen Vortriebswirkungsgrads die Gesamtwirkungsgradmerkmale von Turbofans mit sehr hohem Nebenstrom aufweisen. Dadurch können sie zusammen mit Turbofans in Diagrammen dargestellt werden, die Tendenzen zur Verringerung des spezifischen Kraftstoffverbrauchs (SFC) mit zunehmender BPR zeigen. Die BPR kann auch für Liftfan-Installationen angegeben werden, bei denen der Fan-Luftstrom vom Motor entfernt ist und nicht am Motorkern vorbeiströmt. ⓘ

Bei konstantem Kern (d. h. festem Druckverhältnis und fester Turbineneintrittstemperatur), gleichen Kern- und Nebenstromstrahlgeschwindigkeiten und einem bestimmten Flugzustand (d. h. Machzahl und Höhe) sinkt der Kraftstoffverbrauch pro Pfund Schub (sfc) mit zunehmender BPR. Gleichzeitig nehmen Brutto- und Netto-Schub zu, allerdings in unterschiedlichem Maße. Es besteht ein erhebliches Potenzial zur Verringerung des Treibstoffverbrauchs bei gleichem Kernzyklus durch Erhöhung der BPR, da der Schub pro Pfund pro Sekunde Luftstrom (spezifischer Schub) und die daraus resultierende Verringerung der verlorenen kinetischen Energie in den Düsen (Erhöhung des Vortriebswirkungsgrads) verringert wird. ⓘ

Wenn die gesamte Gasenergie einer Gasturbine in einer Antriebsdüse in kinetische Energie umgewandelt wird, ist das Flugzeug am besten für hohe Überschallgeschwindigkeiten geeignet. Wird die gesamte Energie auf eine separate große Luftmasse mit geringer kinetischer Energie übertragen, eignet sich das Flugzeug am besten für die Geschwindigkeit Null (Schwebeflug). Für Geschwindigkeiten dazwischen wird die Gasenergie zwischen einem separaten Luftstrom und dem eigenen Düsenstrom der Gasturbine in einem Verhältnis aufgeteilt, das die erforderliche Leistung des Flugzeugs ergibt. Der Kompromiss zwischen Massenstrom und Geschwindigkeit wird auch bei Propellern und Hubschrauberrotoren deutlich, wenn man die Scheibenbelastung mit der Leistungsbelastung vergleicht. So kann z. B. das gleiche Hubschraubergewicht von einem Motor mit hoher Leistung und kleinem Rotordurchmesser getragen werden, oder, bei geringerem Treibstoffverbrauch, von einem Motor mit geringerer Leistung und einem größeren Rotor mit geringerer Geschwindigkeit durch den Rotor. ⓘ

Bypass bedeutet in der Regel, dass die Gasleistung einer Gasturbine auf einen Bypass-Luftstrom übertragen wird, um den Treibstoffverbrauch und den Düsenlärm zu verringern. Es kann aber auch ein Nachverbrennungstriebwerk erforderlich sein, bei dem der Bypass lediglich zur Bereitstellung von Kühlluft erforderlich ist. Damit ist die Untergrenze für die BPR festgelegt, und diese Triebwerke werden als "leckende" oder kontinuierlich zapfende Turbotriebwerke (General Electric YJ-101 BPR 0,25) und Turbotriebwerke mit niedriger BPR (Pratt & Whitney PW1120) bezeichnet. Eine niedrige BPR (0,2) wurde auch für das J58 von Pratt & Whitney verwendet, um eine Druckspanne und eine Nachbrennerkühlung zu gewährleisten. ⓘ

Wirkungsgrad

Vergleich des Propellerwirkungsgrads für verschiedene Gasturbinenkonfigurationen ⓘ

Propellertriebwerke sind für niedrige Geschwindigkeiten am effizientesten, Turbojet-Triebwerke für hohe Geschwindigkeiten und Turbofan-Triebwerke dazwischen. Turbofans sind die effizientesten Triebwerke im Geschwindigkeitsbereich von etwa 500 bis 1.000 km/h (270 bis 540 kn; 310 bis 620 mph), dem Geschwindigkeitsbereich, in dem die meisten Verkehrsflugzeuge fliegen. ⓘ

In einem Turbostrahltriebwerk (ohne Nebenstrom) wird das Abgas mit hoher Temperatur und hohem Druck beschleunigt, wenn es sich in einer Treibdüse ausdehnt und den gesamten Schub erzeugt. Der Verdichter nimmt die von der Turbine erzeugte mechanische Leistung auf. Bei einer Bypass-Konstruktion treiben zusätzliche Turbinen einen Fan an, der die Luft von der Vorderseite des Triebwerks nach hinten beschleunigt. Bei einem Triebwerk mit hohem Bypass erzeugen der Fan und die Düse den größten Teil des Schubs. Turbofans sind im Prinzip eng mit Turboprops verwandt, da beide einen Teil der Gasleistung der Gasturbine mit Hilfe zusätzlicher Maschinen auf einen Bypass-Strom übertragen, so dass die heiße Düse weniger Energie in kinetische Energie umwandeln kann. Turbofans stellen eine Zwischenstufe zwischen Turbojets, die ihren gesamten Schub aus den Abgasen gewinnen, und Turboprop-Triebwerken dar, die nur einen minimalen Schub aus den Abgasen gewinnen (in der Regel 10 % oder weniger). Die Entnahme der Wellenleistung und deren Übertragung auf einen Nebenstrom führt zu zusätzlichen Verlusten, die durch die verbesserte Antriebseffizienz mehr als ausgeglichen werden. Der Turboprop spart bei seiner besten Fluggeschwindigkeit erheblich Treibstoff im Vergleich zu einem Turbojet, obwohl der verlustarmen Antriebsdüse des Turbojets eine zusätzliche Turbine, ein Getriebe und ein Propeller hinzugefügt wurden. Der Turbofan hat zusätzliche Verluste durch die größere Anzahl von Verdichterstufen/Schaufeln, Fan und Bypass-Kanal. ⓘ

Der Froude-Wirkungsgrad bzw. der Vortriebswirkungsgrad kann wie folgt definiert werden:

\eta _{f}={\frac {2}{1+{\frac {V_{j}}{V_{a}}}}}

ⓘ

wobei:

V_j	= schubäquivalente Strahlgeschwindigkeit ⓘ
V_a	= Geschwindigkeit des Flugzeugs

Schub

Während ein Turbojet-Triebwerk die gesamte Triebwerksleistung zur Schuberzeugung in Form eines heißen Hochgeschwindigkeits-Abgasstrahls nutzt, liefert die kühle Niedriggeschwindigkeits-Nebenluft eines Turbofans zwischen 30 und 70 % des von einem Turbofan-System erzeugten Gesamtschubs. ⓘ

Der von einem Turbofan erzeugte Schub (FN) hängt wie bei jedem Strahltriebwerk von der effektiven Abgasgeschwindigkeit des gesamten Abgases ab, aber da zwei Abgasstrahlen vorhanden sind, kann die Schubgleichung wie folgt erweitert werden:

F_{N}={\dot {m}}_{e}v_{he}-{\dot {m}}_{o}v_{o}+BPR\,({\dot {m}}_{c}v_{f})

ⓘ

wobei:

ṁ_e	= die Massenrate des heißen Verbrennungsabgasstroms aus dem Kerntriebwerk ⓘ
ṁ_o	= der Massendurchsatz des gesamten in den Turbofan eintretenden Luftstroms = ṁc + ṁf
ṁ_c	= der Massenstrom der Ansaugluft, die zum Kerntriebwerk strömt
ṁ_f	= der Massenstrom der Ansaugluft, der am Kernmotor vorbeiströmt
v_f	= die Geschwindigkeit des um den Kernmotor herumgeleiteten Luftstroms
v_he	= die Geschwindigkeit der heißen Abgase des Kernmotors
v_o	= die Geschwindigkeit der gesamten angesaugten Luft = die wahre Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs
BPR	= Bypass-Verhältnis

Düsen

Die Düsensysteme des kalten Kanals und des Kernkanals sind aufgrund der Verwendung von zwei getrennten Abgasströmen relativ komplex. Bei Triebwerken mit hohem Nebenstrom befindet sich das Gebläse in einem kurzen Kanal nahe der Vorderseite des Triebwerks und verfügt in der Regel über eine konvergente Kaltdüse, wobei der hintere Teil des Kanals eine Düse mit niedrigem Druckverhältnis bildet, die sich unter normalen Bedingungen verengt und Überschallströmungsmuster um den Kern erzeugt. Die Kerndüse ist konventioneller, erzeugt aber einen geringeren Teil des Schubs und kann je nach Konstruktionsentscheidungen, z. B. aus Lärmschutzgründen, auch ohne Drosselung arbeiten. Bei Triebwerken mit geringem Nebenstrom können die beiden Strömungen in den Kanälen zusammengeführt werden und sich eine gemeinsame Düse teilen, die mit einem Nachbrenner ausgestattet sein kann. ⓘ

Lärm

Chevrons an einem Boeing 787 GE GEnx-Triebwerk von Air India ⓘ

Der größte Teil des Luftstroms durch einen High-Bypass-Turbofan ist ein Bypass-Strom mit geringerer Geschwindigkeit: Selbst wenn er mit dem Abgas des Triebwerks mit viel höherer Geschwindigkeit kombiniert wird, ist die durchschnittliche Abgasgeschwindigkeit erheblich niedriger als bei einem reinen Turbotriebwerk. Das Triebwerksgeräusch eines Turbojets ist in erster Linie ein Strahlgeräusch, das durch die hohe Abgasgeschwindigkeit entsteht. Daher sind Turbofan-Triebwerke deutlich leiser als ein reines Strahltriebwerk mit gleichem Schub, und das Strahlgeräusch ist nicht mehr die vorherrschende Lärmquelle. Der Lärm von Turbofan-Triebwerken breitet sich sowohl stromaufwärts über den Einlass als auch stromabwärts über die Primärdüse und den Bypass-Kanal aus. Weitere Lärmquellen sind der Fan, der Kompressor und die Turbine. ⓘ

In modernen Verkehrsflugzeugen werden Triebwerke mit hohem Bypass-Verhältnis (HBPR) eingesetzt, die über Abgassysteme mit getrennter Strömung und kurzem Kanal verfügen und sich nicht vermischen. Deren Lärm ist auf die Geschwindigkeit, die Temperatur und den Druck des Abgasstrahls zurückzuführen, insbesondere bei hohem Schub, wie er für den Start erforderlich ist. Die Hauptquelle des Abgaslärms ist die turbulente Vermischung der Scherschichten im Abgas des Triebwerks. Diese Scherschichten enthalten Instabilitäten, die zu hochturbulenten Wirbeln führen, welche die für den Schall verantwortlichen Druckschwankungen erzeugen. Um den mit der Düsenströmung verbundenen Lärm zu verringern, hat die Luft- und Raumfahrtindustrie versucht, die Turbulenzen in den Scherschichten zu unterbrechen und den erzeugten Lärm insgesamt zu reduzieren. ⓘ

Gebläselärm kann durch die Wechselwirkung der Wirbel der Gebläseschaufeln mit dem Druckfeld der stromabwärts gelegenen Statorschaufeln des Gebläseaustritts entstehen. Es kann durch einen angemessenen axialen Abstand zwischen Schaufelhinterkante und Statoreingang minimiert werden. Bei hohen Triebwerksgeschwindigkeiten, wie z. B. beim Start, erzeugen die Stoßwellen der Überschall-Fanspitzen aufgrund ihrer ungleichmäßigen Beschaffenheit ein unharmonisches Geräusch, das als "Kreissägengeräusch" bekannt ist. ⓘ

Alle modernen Turbofan-Triebwerke verfügen über akustische Auskleidungen in der Gondel, um den Lärm zu dämpfen. Sie erstrecken sich so weit wie möglich, um die größtmögliche Fläche abzudecken. Die akustische Leistung des Triebwerks kann experimentell durch Tests am Boden oder in speziellen Versuchsanlagen bewertet werden. ⓘ

In der Luft- und Raumfahrtindustrie sind Chevrons die "Sägezahn"-Muster an den Hinterkanten einiger Triebwerksdüsen, die zur Lärmreduzierung eingesetzt werden. Die geformten Kanten sorgen dafür, dass sich die heiße Luft aus dem Triebwerkskern und die kühlere Luft, die durch das Triebwerksgebläse strömt, besser vermischen, wodurch lärmerzeugende Turbulenzen reduziert werden. Chevrons wurden von Boeing mit Hilfe der NASA entwickelt. Einige bemerkenswerte Beispiele für solche Konstruktionen sind die Boeing 787 und die Boeing 747-8 - mit den Triebwerken Rolls-Royce Trent 1000 und General Electric GEnx. ⓘ

Geschichte

Rolls-Royce Conway Low-Bypass-Turbofan aus einer Boeing 707. Die Bypass-Luft tritt aus den Leitwerken aus, während das Abgas aus dem Kern aus der zentralen Düse austritt. Dieses geriffelte Strahlrohr ist eine von Frederick Greatorex bei Rolls-Royce entwickelte Methode zur Lärmreduzierung. ⓘ

General Electric GEnx-2B Turbofan-Triebwerk, wie es in einer Boeing 747-8 eingesetzt wird. Blick in den Bypass-Kanal von der Bypass-Düse aus nach vorne und mit Blick auf die Fan-Austrittsstatoren/Fan-Schaufeln ⓘ

Die frühen Turbojet-Triebwerke waren nicht sehr treibstoffsparend, da ihr Gesamtdruckverhältnis und die Turbineneintrittstemperatur durch die damals verfügbaren Technologien und Materialien stark eingeschränkt waren. ⓘ

Das erste Turbofan-Triebwerk, das nur auf einem Prüfstand lief, war das deutsche Daimler-Benz-Triebwerk DB 670 mit der Bezeichnung 109-007 des Reichsluftfahrtministeriums, das am 27. Mai 1943 erstmals in Betrieb genommen wurde, nachdem die Turbomaschine am 1. April 1943 mit einem Elektromotor getestet worden war. Die Entwicklung des Triebwerks wurde wegen ungelöster Probleme aufgegeben, da sich die Kriegslage für Deutschland verschlechterte. ⓘ

Später im Jahr 1943 erprobten die Briten am Boden den Metrovick F.3-Turbofan, der das Metrovick F.2-Turbotriebwerk als Gasgenerator nutzte und dessen Abgase in ein eng gekoppeltes hinteres Gebläsemodul mit einer gegenläufigen Niederdruckturbine mündeten, die zwei koaxiale gegenläufige Gebläse antreibt. ⓘ

Verbesserte Werkstoffe und die Einführung von Doppelverdichtern, wie z. B. beim Bristol-Olympus-Triebwerk und beim JT3C-Triebwerk von Pratt & Whitney, erhöhten das Gesamtdruckverhältnis und damit den thermodynamischen Wirkungsgrad der Triebwerke. Sie hatten auch einen schlechten Vortriebswirkungsgrad, da reine Turbotriebwerke einen hohen spezifischen Schub/eine hohe Abgasgeschwindigkeit haben, was für den Überschallflug besser geeignet ist. ⓘ

Die ursprünglichen Low-Bypass-Turbotriebwerke wurden entwickelt, um die Antriebseffizienz zu verbessern, indem die Abgasgeschwindigkeit auf einen Wert reduziert wurde, der näher an der des Flugzeugs lag. Das Rolls-Royce Conway, das erste in Serie gefertigte Turbofan-Triebwerk der Welt, hatte ein Bypass-Verhältnis von 0,3, ähnlich dem des modernen General Electric F404-Kampftriebwerks. Zivile Turbofan-Triebwerke der 1960er Jahre, wie das Pratt & Whitney JT8D und das Rolls-Royce Spey, hatten Nebenstromverhältnisse, die näher bei 1 lagen und ihren militärischen Pendants ähnelten. ⓘ

Das erste sowjetische Verkehrsflugzeug mit Turbofan-Antrieb war die 1962 eingeführte Tupolev Tu-124. Sie verwendete das Soloviev D-20. Zwischen 1960 und 1965 wurden 164 Flugzeuge für Aeroflot und andere Fluggesellschaften des Ostblocks hergestellt, von denen einige bis Anfang der 1990er Jahre in Betrieb waren. ⓘ

Der erste General Electric-Turbofan war der CJ805-23 mit Heckventilator, der auf dem CJ805-3-Turbotriebwerk basierte. Ihm folgte das General Electric CF700-Triebwerk mit Heckklappe und einem Nebenstromverhältnis von 2,0. Dieses wurde vom General Electric J85/CJ610-Turbotriebwerk mit einer Schubkraft von 12.700 N (2.850 lbf) abgeleitet und diente als Antrieb für die größeren Flugzeuge des Typs Rockwell Sabreliner 75/80 sowie für die Dassault Falcon 20, wobei die Schubkraft um etwa 50 % auf 19.000 N (4.200 lbf) erhöht wurde. Die CF700 war das erste kleine Turbofan-Triebwerk, das von der Federal Aviation Administration (FAA) zugelassen wurde. Zu diesem Zeitpunkt waren weltweit über 400 CF700-Flugzeuge im Einsatz, die über 10 Millionen Betriebsstunden aufwiesen. Das CF700-Triebwerk wurde auch als Antrieb für das Mondlande-Forschungsfahrzeug verwendet, um Astronauten im Rahmen des Apollo-Projekts für den Mond zu trainieren. ⓘ

Gängige Typen

Low-Bypass-Turbofan

Schematische Darstellung eines 2-Spulen-Triebwerks mit niedrigem Bypass und gemischtem Abgas, wobei die Niederdruck- (grün) und Hochdruckspulen (violett) dargestellt sind. Der Fan (und die Booster-Stufen) werden von der Niederdruckturbine angetrieben, während der Hochdruckverdichter von der Hochdruckturbine angetrieben wird. ⓘ

Ein Turbofan mit hohem spezifischem Schub und niedrigem Bypass-Verhältnis hat in der Regel einen mehrstufigen Fan hinter Einlassleitschaufeln, der ein relativ hohes Druckverhältnis entwickelt und somit eine hohe (gemischte oder kalte) Abgasgeschwindigkeit erzeugt. Der Kernluftstrom muss groß genug sein, um eine ausreichende Kernleistung zum Antrieb des Gebläses zu gewährleisten. Ein Zyklus mit kleinerem Kernluftstrom und höherem Bypass-Verhältnis kann durch Erhöhung der Eintrittstemperatur des Hochdruckturbinenrotors erreicht werden. ⓘ

Zur Veranschaulichung der Unterschiede zwischen einem Turbofan und einem Turbostrahltriebwerk können Vergleiche bei gleichem Luftdurchsatz (z. B. um einen gemeinsamen Einlass zu erhalten) und gleichem Nettoschub (d. h. gleichem spezifischen Schub) angestellt werden. Eine Bypass-Strömung kann nur hinzugefügt werden, wenn die Turbineneintrittstemperatur nicht zu hoch ist, um die geringere Kernströmung auszugleichen. Künftige Verbesserungen in der Turbinenkühlung/Materialtechnologie können eine höhere Turbineneintrittstemperatur ermöglichen, was aufgrund der höheren Kühllufttemperatur, die sich aus einem höheren Gesamtdruckverhältnis ergibt, erforderlich ist. ⓘ

Der resultierende Turbofan würde bei angemessenen Wirkungsgraden und Kanalverlusten für die hinzugefügten Komponenten wahrscheinlich mit einem höheren Düsendruckverhältnis als das Turbotriebwerk arbeiten, aber mit einer niedrigeren Abgastemperatur, um den Nettoschub zu erhalten. Da der Temperaturanstieg über das gesamte Triebwerk (von der Ansaugung bis zur Düse) geringer wäre, würde auch der Kraftstoffdurchsatz (Trockenleistung) reduziert, was zu einem besseren spezifischen Kraftstoffverbrauch (SFC) führt. ⓘ

Einige militärische Turbofans mit niedrigem Nebenstromverhältnis (z. B. F404, JT8D) verfügen über variable Einlassleitschaufeln, um die Luft auf die erste Fan-Rotorstufe zu lenken. Dadurch wird die Pumpenspanne des Fans verbessert (siehe Verdichterkennfeld). ⓘ

Der weit verbreitete Pratt & Whitney JT8D, der in vielen frühen Schmalrumpfflugzeugen eingesetzt wurde. Der Fan befindet sich hinter den Einlassleitschaufeln.
Soloviev D-30, das die Iljuschin Il-76 und Il-62M antreibt; Mikoyan MiG-31; Xian H-6K und Y-20
Saturn AL-31 für die Chengdu J-10 und J-20; Shenyang J-11, J-15 und J-16; Sukhoi Su-30 und Su-27
Williams F107 als Antrieb für den Raytheon BGM-109 Tomahawk-Marschflugkörper
NPO Saturn AL-55 als Antrieb für bestimmte HAL HJT-36 Sitara
Eurojet EJ200 als Antrieb für den Eurofighter Typhoon
Ishikawajima-Harima F3 als Antrieb für die Kawasaki T-4
GTRE GTX-35VS Kaveri, entwickelt von GTRE ⓘ

Nachverbrennungs-Turbofan

Pratt & Whitney F119 Nachverbrennungsturbolader im Test ⓘ

Seit den 1970er Jahren sind die meisten Kampfflugzeugtriebwerke Turbolader mit niedrigem/mittlerem Nebenstrom und gemischtem Abgas, Nachbrenner und Austrittsdüse mit variablem Querschnitt. Ein Nachbrenner ist eine Brennkammer, die sich stromabwärts der Turbinenschaufeln und direkt stromaufwärts der Düse befindet und Kraftstoff aus nachbrennerspezifischen Kraftstoffeinspritzdüsen verbrennt. Wenn er gezündet wird, werden im Nachbrenner große Mengen an Kraftstoff verbrannt, wodurch die Temperatur der Abgase erheblich ansteigt, was zu einer höheren Abgasgeschwindigkeit/einem höheren spezifischen Schub führt. Die Düse mit variabler Geometrie muss sich zu einem größeren Halsbereich öffnen, um das zusätzliche Volumen und die erhöhte Durchflussrate aufzunehmen, wenn der Nachbrenner gezündet wird. Die Nachverbrennung ist oft so ausgelegt, dass sie beim Start, bei der transsonischen Beschleunigung und bei Kampfflugmanövern einen beträchtlichen Schub verleiht, ist aber sehr treibstoffintensiv. Daher kann die Nachverbrennung nur für kurze Abschnitte einer Mission genutzt werden. ⓘ

Anders als beim Haupttriebwerk, wo die stöchiometrischen Temperaturen in der Brennkammer reduziert werden müssen, bevor sie die Turbine erreichen, ist ein Nachbrenner bei maximaler Betankung so ausgelegt, dass am Eintritt in die Düse stöchiometrische Temperaturen von etwa 2.100 K (3.800 °R; 3.300 °F; 1.800 °C) erzeugt werden. Bei einem festen Gesamtkraftstoff-Luft-Verhältnis ist der Gesamtkraftstoffdurchsatz für einen bestimmten Fan-Luftstrom gleich, unabhängig vom spezifischen Trockenschub des Triebwerks. Ein Turbofan mit hohem spezifischem Schub hat jedoch definitionsgemäß ein höheres Düsendruckverhältnis, was zu einem höheren Nachverbrennungs-Nettaschub und damit zu einem niedrigeren spezifischen Treibstoffverbrauch nach der Verbrennung (SFC) führt. Triebwerke mit hohem spezifischem Schub haben jedoch eine hohe trockene SFC. Bei einem Nachverbrennungstriebwerk mit mittlerem spezifischem Schub ist die Situation umgekehrt, d. h. schlechter Nachverbrennungs-SFC/guter Trocken-SFC. Das erstgenannte Triebwerk eignet sich für ein Kampfflugzeug, das über einen längeren Zeitraum im Nachbrennerbetrieb fliegen muss, aber nur in der Nähe des Flugplatzes eingesetzt wird (z. B. bei grenzüberschreitenden Gefechten). Das letztgenannte Triebwerk ist besser für ein Flugzeug geeignet, das eine gewisse Entfernung zurücklegen oder lange Zeit schweben muss, bevor es in den Kampf geht. Der Pilot kann es sich jedoch nur für eine kurze Zeit leisten, im Nachbrennerbetrieb zu bleiben, bevor die Treibstoffreserven des Flugzeugs gefährlich niedrig werden. ⓘ

Das erste serienmäßige Nachbrenner-Turbotriebwerk war das Pratt & Whitney TF30, das zunächst die F-111 Aardvark und die F-14 Tomcat antrieb. Zu den aktuellen militärischen Low-Bypass-Turbofans gehören das Pratt & Whitney F119, das Eurojet EJ200, das General Electric F110, das Klimov RD-33 und das Saturn AL-31, die alle über einen gemischten Auspuff, einen Nachbrenner und eine Schubdüse mit variablem Querschnitt verfügen. ⓘ

High-Bypass-Turbofan

Schematische Darstellung eines Turbofan-Triebwerks mit 2 Schaufeln und hohem Bypass sowie unvermischtem Abgas. Die Niederdruckspule ist grün und die Hochdruckspule violett gefärbt. Auch hier werden der Fan (und die Booster-Stufen) von der Niederdruckturbine angetrieben, aber es sind mehr Stufen erforderlich. Heutzutage wird häufig ein gemischter Auspuff verwendet. ⓘ

Um den Kraftstoffverbrauch weiter zu senken und die Lärmbelastung zu verringern, werden fast alle heutigen Düsenflugzeuge und die meisten militärischen Transportflugzeuge (z. B. die C-17) von Turbofans mit niedrigem spezifischem Schub und hohem Bypass-Verhältnis angetrieben. Diese Triebwerke haben sich aus den in den 1960er Jahren in solchen Flugzeugen verwendeten Turbofans mit hohem spezifischem Schub und niedrigem Bypass-Verhältnis entwickelt. Moderne Kampfflugzeuge verwenden in der Regel Turbofans mit niedrigem Bypass-Verhältnis, und einige militärische Transportflugzeuge verwenden Turboprops. ⓘ

Ein niedriger spezifischer Schub wird erreicht, indem der mehrstufige Fan durch eine einstufige Einheit ersetzt wird. Im Gegensatz zu einigen militärischen Triebwerken haben moderne zivile Turbofans keine stationären Einlassleitschaufeln vor dem Fanrotor. Der Fan wird so dimensioniert, dass der gewünschte Nettoschub erreicht wird. ⓘ

Der Kern (oder Gasgenerator) des Triebwerks muss genügend Leistung erzeugen, um den Fan bei seinem Nennmassenstrom und Druckverhältnis anzutreiben. Verbesserungen in der Turbinenkühlung/Materialtechnologie ermöglichen eine höhere (HP-)Turbinenrotoreintrittstemperatur, was einen kleineren (und leichteren) Kern ermöglicht, wodurch der thermische Wirkungsgrad des Kerns verbessert werden kann. Eine Verringerung des Kernmassenstroms erhöht tendenziell die Belastung der ND-Turbine, so dass diese Einheit möglicherweise zusätzliche Stufen benötigt, um die durchschnittliche Stufenbelastung zu verringern und den Wirkungsgrad der ND-Turbine zu erhalten. Die Verringerung des Kernstroms erhöht auch das Bypass-Verhältnis. Bypass-Verhältnisse von mehr als 5:1 sind zunehmend üblich; das PW1000G von Pratt & Whitney, das 2016 in den kommerziellen Betrieb ging, erreicht 12,5:1. ⓘ

Weitere Verbesserungen des thermischen Wirkungsgrads des Kerns können durch eine Erhöhung des Gesamtdruckverhältnisses des Kerns erreicht werden. Verbesserungen in der Schaufelaerodynamik können die Anzahl der erforderlichen zusätzlichen Verdichterstufen verringern, und die variable Geometrie (d. h. Statoren) ermöglicht es Verdichtern mit hohem Druckverhältnis, bei allen Drosseleinstellungen stoßfrei zu arbeiten. ⓘ

Schnittdarstellung des CF6-6-Triebwerks von General Electric ⓘ

Das erste (experimentelle) Turbofan-Triebwerk mit hohem Nebenstromverhältnis war das AVCO-Lycoming PLF1A-2, ein von der T55-Turbinenwelle abgeleitetes Triebwerk, das im Februar 1962 erstmals eingesetzt wurde. Das PLF1A-2 hatte eine Fan-Stufe mit einem Durchmesser von 100 cm (40 Zoll), erzeugte einen Standschub von 1.960 kg (4.320 lb) und hatte ein Nebenstromverhältnis von 6:1. Das General Electric TF39 wurde das erste Serienmodell, das für den Antrieb des militärischen Transportflugzeugs Lockheed C-5 Galaxy entwickelt wurde. Das zivile Triebwerk CF6 von General Electric ist eine Weiterentwicklung. Weitere Turbofans mit hohem Bypass sind das JT9D von Pratt & Whitney, das Dreiwellen-Triebwerk RB211 von Rolls-Royce und das CFM56 von CFM International sowie das kleinere TF34. Zu den neueren großen Turbofans mit hohem Bypass gehören das PW4000 von Pratt & Whitney, das dreiwellige Trent von Rolls-Royce, das GE90/GEnx von General Electric und das GP7000, das gemeinsam von GE und P&W hergestellt wird. ⓘ

Je geringer der spezifische Schub eines Turbofans ist, desto geringer ist die mittlere Strahlaustrittsgeschwindigkeit, was wiederum zu einer hohen Schubabfallrate führt (d.h. abnehmender Schub bei steigender Fluggeschwindigkeit). Siehe technische Diskussion unten, Punkt 2. Folglich erzeugt ein Triebwerk, das für den Antrieb eines Flugzeugs mit hoher Unterschallgeschwindigkeit (z. B. Mach 0,83) ausgelegt ist, einen relativ hohen Schub bei niedriger Fluggeschwindigkeit, was die Leistung auf der Startbahn verbessert. Triebwerke mit geringem spezifischem Schub haben in der Regel ein hohes Nebenstromverhältnis, das jedoch auch von der Temperatur des Turbinensystems abhängt. ⓘ

Die Turbofans in zweimotorigen Transportflugzeugen erzeugen genügend Startschub, um den Start mit einem Triebwerk fortzusetzen, wenn das andere Triebwerk nach einem kritischen Punkt im Startlauf ausfällt. Von diesem Zeitpunkt an hat das Flugzeug weniger als die Hälfte des Schubs im Vergleich zu zwei funktionierenden Triebwerken, da das nicht funktionierende Triebwerk eine Quelle des Luftwiderstands ist. Moderne zweimotorige Flugzeuge steigen normalerweise unmittelbar nach dem Start sehr steil an. Wenn ein Triebwerk ausfällt, ist der Steigflug viel flacher, aber ausreichend, um Hindernisse in der Flugbahn zu überwinden. ⓘ

Die Triebwerkstechnik der Sowjetunion war weniger fortschrittlich als die des Westens, und ihr erstes Großraumflugzeug, die Iljuschin Il-86, wurde von Triebwerken mit niedrigem Nebenstrom angetrieben. Die Yakovlev Yak-42, ein Mittelstreckenflugzeug mit Heckmotor und Platz für bis zu 120 Passagiere, das 1980 eingeführt wurde, war das erste sowjetische Flugzeug mit High-Bypass-Triebwerken. ⓘ

PowerJet SaM146, das den Sukhoi Superjet 100 antreibt
General Electric CF6, das den Airbus A300, die Boeing 747, die Douglas DC-10 und andere Flugzeuge antreibt
Rolls-Royce Trent 900, das den Airbus A380 antreibt
Pratt & Whitney PW4000, das die Boeing 777, MD-11 und den Airbus A330 antreibt
Das CFM56, das die Boeing 737, den Airbus A320 und andere Flugzeuge antreibt
GP7000-Turbofan der Engine Alliance für den Airbus A380
Aviadvigatel PS-90 als Antrieb für die Iljuschin Il-96, Tupolew Tu-204 und Iljuschin Il-76
Lycoming ALF 502 als Antrieb für die British Aerospace 146
Aviadvigatel PD-14, das in der Irkut MC-21 eingesetzt wird
Progress D-436 mit drei Wellen
Trent 1000 als Antrieb für die Boeing 787
GE90 für die Boeing 777, das stärkste Flugzeugtriebwerk ⓘ

Turbofan-Konfigurationen

Turbofan-Triebwerke gibt es in einer Vielzahl von Konfigurationen. Für einen gegebenen Triebwerkszyklus (d. h. gleiche Luftströmung, Bypass-Verhältnis, Fan-Druckverhältnis, Gesamtdruckverhältnis und HP-Turbinenrotor-Eintrittstemperatur) hat die Wahl der Turbofan-Konfiguration nur geringe Auswirkungen auf die Leistung im Auslegungspunkt (z. B. Nettoschub, SFC), solange die Gesamtleistung der Komponenten erhalten bleibt. Die Leistung und Stabilität außerhalb des Auslegungspunktes wird jedoch durch die Triebwerkskonfiguration beeinflusst. ⓘ

Das Grundelement eines Turbofans ist ein Spool, eine einzelne Kombination aus Fan/Verdichter, Turbine und Welle, die sich mit einer einzigen Drehzahl dreht. Bei einem gegebenen Druckverhältnis kann die Pumpenspanne durch zwei verschiedene Konstruktionswege erhöht werden:

Aufteilung des Verdichters in zwei kleinere Spools, die sich mit unterschiedlichen Drehzahlen drehen, wie beim Pratt & Whitney J57; oder
Verstellung der Statorschaufelsteigung, typischerweise in den vorderen Stufen, wie beim J79. ⓘ

Die meisten modernen westlichen zivilen Turbofans verwenden einen Hochdruckverdichter mit einem relativ hohen Druckverhältnis und vielen Reihen verstellbarer Statoren, um die Druckspanne bei niedrigen Drehzahlen zu kontrollieren. Beim RB211/Trent mit drei Rollen ist das Kernverdichtungssystem zweigeteilt, wobei der IP-Verdichter, der den HD-Verdichter auflädt, auf einer anderen koaxialen Welle sitzt und von einer separaten (IP-)Turbine angetrieben wird. Da der HD-Verdichter ein geringes Druckverhältnis hat, kann seine Drehzahl stoßfrei reduziert werden, ohne dass eine variable Geometrie zum Einsatz kommt. Da jedoch eine flache Arbeitslinie des IP-Verdichters unvermeidlich ist, verfügt der IPC bei allen Varianten über eine Stufe mit variabler Geometrie, außer beim -535, der über keine verfügt. ⓘ

Einwellen-Turbofan

Der Einwellen-Turbofan ist zwar alles andere als üblich, aber wahrscheinlich die einfachste Konfiguration, die aus einem Fan und einem Hochdruckverdichter besteht, die von einer einzigen Turbineneinheit angetrieben werden und alle auf derselben Schaufel sitzen. Der Snecma M53, der das Kampfflugzeug Mirage 2000 von Dassault antreibt, ist ein Beispiel für einen Einwellen-Turbofan. Trotz der Einfachheit der Turbomaschinenkonfiguration benötigt der M53 einen Mischer mit variabler Fläche, um den Betrieb mit Teildrossel zu ermöglichen. ⓘ

Heckfächer-Turbofan

Einer der ersten Turbofans war eine Ableitung des General Electric J79-Turbotriebwerks, bekannt als CJ805-23, das über einen integrierten Heckfan/Niederdruckturbine im Abgasrohr des Turbotriebwerks verfügte. Das heiße Gas aus dem Abgas der Turboturbine expandierte durch die ND-Turbine, wobei die Fan-Schaufeln eine radiale Verlängerung der Turbinenschaufeln waren. Diese Anordnung führt im Vergleich zu einer Front-Fan-Konfiguration zu einem zusätzlichen Gasleckagepfad und stellte bei diesem Triebwerk ein Problem dar, da Turbinengas mit höherem Druck in den Fan-Luftstrom eindrang. Eine Heckfan-Konfiguration wurde später für den General Electric GE36 UDF (propfan) Demonstrator in den frühen 1980er Jahren verwendet. ⓘ

1971 schlug das Lewis Research Center der NASA ein Konzept für ein Überschalltransporttriebwerk vor, das beim Start und bei Unterschallgeschwindigkeit als Heckfan und bei höheren Geschwindigkeiten als Strahltriebwerk arbeitet. Dies würde die geräuscharmen und schubstarken Eigenschaften eines Mantelstromtriebwerks beim Start mit der hohen Vortriebseffizienz eines Mantelstromtriebwerks bei Unterschallgeschwindigkeiten verbinden. Bei Überschall-Reisegeschwindigkeiten hätte es die hohe Vortriebsleistung eines Turbojets. ⓘ

Basis-Zweispulen-Triebwerk

Viele Turbofans haben zumindest eine grundlegende Zwei-Walzen-Konfiguration, bei der sich der Fan auf einer separaten Niederdruck-Walze (LP) befindet, die konzentrisch mit dem Verdichter oder der Hochdruck-Walze (HP) läuft; die LP-Walze läuft mit einer niedrigeren Winkelgeschwindigkeit, während die HP-Walze schneller dreht und ihr Verdichter einen Teil der Luft für die Verbrennung weiter verdichtet. Der BR710 ist ein typisches Beispiel für diese Konfiguration. Bei den kleineren Schubgrößen kann die Konfiguration des Hochdruckverdichters anstelle einer rein axialen Beschaufelung auch axial-zentrifugal (z. B. CFE CFE738), doppelt-zentrifugal oder sogar diagonal-zentrifugal (z. B. Pratt & Whitney Canada PW600) sein. ⓘ

Verstärkte Doppelspule

Höhere Gesamtdruckverhältnisse können erreicht werden, indem entweder das Druckverhältnis des HD-Verdichters erhöht oder der ND-Kolben zwischen Fan und HD-Verdichter mit zusätzlichen Verdichterstufen (ohne Bypass) oder T-Stufen versehen wird, um letzteren zu verstärken. Alle großen amerikanischen Turbofans (z. B. General Electric CF6, GE90, GE9X und GEnx sowie Pratt & Whitney JT9D und PW4000) verfügen über T-Stufen. Das Rolls-Royce BR715 ist ein nicht-amerikanisches Beispiel dafür. Die hohen Nebenstromverhältnisse, die in modernen zivilen Turbofans verwendet werden, verringern tendenziell den relativen Durchmesser der T-Stufen, wodurch sich ihre mittlere Spitzengeschwindigkeit verringert. Folglich sind mehr T-Stufen erforderlich, um den erforderlichen Druckanstieg zu erreichen. ⓘ

Drei Schaufeln

Rolls-Royce wählte für seine großen zivilen Turbofans (d. h. die RB211- und Trent-Familien) eine Drei-Walzen-Konfiguration, bei der die T-Stufen der verstärkten Zwei-Walzen-Konfiguration in eine separate Zwischendruck-Walze (IP) aufgeteilt sind, die von einer eigenen Turbine angetrieben wird. Das erste Dreiwellen-Triebwerk war das frühere Rolls-Royce RB.203 Trent von 1967. ⓘ

Das Garrett ATF3, das den Dassault Falcon 20 Business Jet antreibt, hat ein ungewöhnliches Drei-Walzen-Layout mit einer hinteren Walze, die nicht konzentrisch zu den beiden anderen ist. ⓘ

Das Ivchenko Design Bureau wählte die gleiche Konfiguration wie Rolls-Royce für das Lotarev D-36, gefolgt vom Lotarev/Progress D-18T und Progress D-436. ⓘ

Der militärische Turbofan RB199 von Turbo-Union hat ebenfalls eine Drei-Walzen-Konfiguration, ebenso wie die militärischen Kuznetsov NK-25 und NK-321. ⓘ

Getriebelüfter

Getriebeturbofan. Das Getriebe ist mit 2 gekennzeichnet. ⓘ

Mit zunehmendem Bypass-Verhältnis erhöht sich die Schaufelspitzendrehzahl des Fans im Verhältnis zur Drehzahl der LPT-Schaufel. Dadurch verringert sich die Drehzahl der LPT-Schaufeln, so dass mehr Turbinenstufen erforderlich sind, um genügend Energie für den Antrieb des Fans zu gewinnen. Durch den Einsatz eines (Planeten-)Untersetzungsgetriebes mit einem geeigneten Übersetzungsverhältnis zwischen der ND-Welle und dem Ventilator können sowohl der Ventilator als auch die ND-Turbine mit ihren optimalen Drehzahlen betrieben werden. Beispiele für diese Konfiguration sind das seit langem bewährte Garrett TFE731, das Honeywell ALF 502/507 und das neue Pratt & Whitney PW1000G. ⓘ

Militärische Turbofans

Die meisten der oben erörterten Konfigurationen werden in zivilen Turbofans verwendet, während moderne militärische Turbofans (z. B. Snecma M88) in der Regel aus zwei Spulen bestehen. ⓘ

Hochdruckturbine

Die meisten zivilen Turbofans verwenden eine hocheffiziente, zweistufige Hochdruckturbine zum Antrieb des Hochdruckverdichters. Das CFM56 von CFM International verwendet einen alternativen Ansatz: eine einstufige Hochleistungsturbine. Dieser Ansatz ist zwar wahrscheinlich weniger effizient, spart aber Kühlluft, Gewicht und Kosten. ⓘ

Bei den Triebwerksserien RB211 und Trent 3-Spool ist das Druckverhältnis des HD-Verdichters bescheiden, so dass nur eine einzige HD-Turbinenstufe erforderlich ist. Auch moderne militärische Turbofans verwenden in der Regel eine einzige Hochdruckturbinenstufe und einen bescheidenen Hochdruckverdichter. ⓘ

Niederdruckturbine

Moderne zivile Turbofans haben mehrstufige ND-Turbinen (zwischen 3 und 7). Die Anzahl der erforderlichen Stufen hängt vom Bypass-Verhältnis des Triebwerkstakts und vom Ladedruck (bei aufgeladenen Zweispulern) ab. Ein Getriebelüfter kann in einigen Anwendungen die Anzahl der erforderlichen Niederdruckturbinenstufen verringern. Aufgrund der viel niedrigeren Bypass-Verhältnisse benötigen militärische Turbofans nur eine oder zwei ND-Turbinenstufen. ⓘ

Gesamtleistung

Zyklusverbesserungen

Betrachten wir einen gemischten Turbofan mit festem Bypass-Verhältnis und Luftstrom. Eine Erhöhung des Gesamtdruckverhältnisses des Verdichtungssystems führt zu einer Erhöhung der Brennkammereintrittstemperatur. Daher kommt es bei einem festen Kraftstoffdurchsatz zu einem Anstieg der Turbinenrotoreintrittstemperatur (HP). Obwohl der höhere Temperaturanstieg im Verdichtungssystem einen größeren Temperaturabfall im Turbinensystem zur Folge hat, bleibt die Mischdüsentemperatur davon unberührt, da dem System die gleiche Wärmemenge zugeführt wird. Der Düsendruck steigt jedoch an, da das Gesamtdruckverhältnis schneller ansteigt als das Expansionsverhältnis der Turbine, was zu einem Anstieg des Eintrittsdrucks des heißen Mischers führt. Folglich steigt der Netto-Schub, während der spezifische Kraftstoffverbrauch (Kraftstoffdurchsatz/Netto-Schub) sinkt. Ein ähnlicher Trend ist bei ungemischten Turbofans zu beobachten. ⓘ

Turbofan-Triebwerke können durch eine gleichzeitige Erhöhung des Gesamtdruckverhältnisses und der Turbineneintrittstemperatur kraftstoffsparender gemacht werden. Allerdings sind bessere Turbinenwerkstoffe oder eine verbesserte Schaufelkühlung erforderlich, um den Anstieg sowohl der Turbinenrotoreintrittstemperatur als auch der Verdichtereintrittstemperatur zu bewältigen. Die Erhöhung der letzteren erfordert möglicherweise bessere Verdichterwerkstoffe. ⓘ

Das Gesamtdruckverhältnis kann durch eine Verbesserung des Druckverhältnisses von Ventilator (oder) Niederdruckverdichter oder Hochdruckverdichter erhöht werden. Wenn letzteres konstant gehalten wird, bedeutet der Anstieg der (HD-)Verdichter-Ausgangstemperatur (durch Erhöhung des Gesamtdruckverhältnisses) eine Erhöhung der mechanischen HD-Drehzahl. Dieser Parameter kann jedoch durch Belastungserwägungen begrenzt werden, so dass trotz einer Erhöhung des Gesamtdruckverhältnisses eine Verringerung des HD-Verdichterdruckverhältnisses erforderlich ist. ⓘ

Eine einfache Theorie besagt, dass bei Beibehaltung des Verhältnisses von Turbinenrotoreintrittstemperatur/(HD)-Verdichtereintrittstemperatur die HD-Turbineneintrittsfläche beibehalten werden kann. Dies setzt jedoch voraus, dass die Zyklusverbesserungen unter Beibehaltung der Ausgangsströmungsfunktion des HD-Verdichters (dimensionslose Strömung) erzielt werden. In der Praxis würden Änderungen der dimensionslosen Drehzahl des Verdichters und der Kühlungsabzapfung diese Annahme wahrscheinlich ungültig machen, so dass eine Anpassung des Turbineneinlaufbereichs unvermeidlich ist. Das bedeutet, dass die Leitschaufeln der HD-Turbine anders als ursprünglich vorgesehen sein müssten. Aller Wahrscheinlichkeit nach müssten die Leitschaufeln der nachgeschalteten ND-Turbine ohnehin geändert werden. ⓘ

Schubsteigerung

Der Schubzuwachs wird durch die Erhöhung der Kernleistung erzielt. Hierfür gibt es zwei grundlegende Möglichkeiten:

heißer Weg: Erhöhung der Eintrittstemperatur des HD-Turbinenrotors
kalter Weg: Erhöhung des Kernmassenstroms ⓘ

Beide Wege erfordern eine Erhöhung des Brennstoffstroms in der Brennkammer und damit der dem Kernstrom zugeführten Wärmeenergie. ⓘ

Die heiße Variante kann Änderungen an den Materialien der Turbinenschaufeln oder eine bessere Kühlung der Schaufeln erforderlich machen. Die kalte Route kann auf eine der folgenden Arten erreicht werden:

Hinzufügen von T-Stufen zur LP/IP-Verdichtung
Hinzufügen einer Null-Stufe zur Hochdruckverdichtung
Verbesserung des Verdichtungsprozesses ohne zusätzliche Stufen (z. B. höheres Druckverhältnis der Ventilatornabe) ⓘ

alle diese Maßnahmen erhöhen sowohl das Gesamtdruckverhältnis als auch den Kernluftstrom. ⓘ

Alternativ kann die Kerngröße vergrößert werden, um den Kernluftstrom zu erhöhen, ohne das Gesamtdruckverhältnis zu verändern. Dieser Weg ist teuer, da auch ein neues (aufwärts gerichtetes) Turbinensystem (und möglicherweise ein größerer IP-Verdichter) erforderlich ist. ⓘ

Auch am Fan müssen Änderungen vorgenommen werden, um die zusätzliche Kernleistung zu absorbieren. Bei einem zivilen Triebwerk muss aus Lärmschutzgründen jede signifikante Erhöhung des Startschubs mit einer entsprechenden Erhöhung des Fan-Massenstroms einhergehen (um einen spezifischen T/O-Schub von etwa 30 lbf/lb/s beizubehalten). ⓘ

Technische Diskussion

Der spezifische Schub (Netto-Schubkraft/Ansaugluftstrom) ist ein wichtiger Parameter für Turbofans und Strahltriebwerke im Allgemeinen. Stellen Sie sich ein Gebläse (angetrieben von einem entsprechend dimensionierten Elektromotor) vor, das in einem Rohr arbeitet, das mit einer Treibdüse verbunden ist. Es liegt auf der Hand, dass die Strahlgeschwindigkeit und der damit verbundene spezifische Schub umso höher sind, je höher das Druckverhältnis des Gebläses (Auslassdruck des Gebläses/Einlassdruck des Gebläses) ist. Stellen wir uns nun vor, wir ersetzen diese Anordnung durch einen gleichwertigen Turbofan - gleicher Luftstrom und gleiches Fan-Druckverhältnis. Natürlich muss der Kern des Turbofans genügend Leistung erzeugen, um den Fan über die Niederdruckturbine anzutreiben. Wenn wir für den Gasgenerator eine niedrige Turbineneintrittstemperatur (HD) wählen, muss der Kernluftstrom relativ hoch sein, um dies auszugleichen. Das entsprechende Bypass-Verhältnis ist daher relativ niedrig. Erhöht man die Turbineneintrittstemperatur, kann der Kernluftstrom kleiner sein, wodurch sich das Bypass-Verhältnis erhöht. Die Erhöhung der Turbineneintrittstemperatur führt zu einer Steigerung des thermischen Wirkungsgrads und damit zu einer Verbesserung der Kraftstoffeffizienz.
Mit zunehmender Höhe sinkt natürlich die Luftdichte und damit auch der Netto-Schub eines Triebwerks. Es gibt auch einen Effekt der Fluggeschwindigkeit, der als Schubabfallrate bezeichnet wird. Betrachten wir noch einmal die ungefähre Gleichung für den Netto-Schub: $F_{n}=m\cdot (V_{jfe}-V_{a}).$ Bei einem Triebwerk mit hohem spezifischem Schub (z. B. einem Kampfflugzeug) ist die Strahlgeschwindigkeit relativ hoch, so dass man intuitiv erkennen kann, dass sich eine Erhöhung der Fluggeschwindigkeit weniger stark auf den Netto-Schub auswirkt als bei einem Triebwerk mit mittlerem spezifischem Schub (z. B. einem Schulflugzeug), bei dem die Strahlgeschwindigkeit geringer ist. Bei einem Triebwerk mit niedrigem spezifischem Schub (z. B. einem zivilen Triebwerk) ist die Auswirkung der Schubabfallrate noch gravierender. Bei hohen Fluggeschwindigkeiten können Triebwerke mit hohem spezifischem Schub durch den Staudruckanstieg im Ansaugtrakt Netto-Schub gewinnen, aber dieser Effekt nimmt bei Überschallgeschwindigkeiten aufgrund von Stoßwellenverlusten tendenziell ab.
Eine Schubsteigerung bei zivilen Turbofans wird in der Regel durch eine Vergrößerung des Fan-Luftstroms erreicht, um zu verhindern, dass das Strahlgeräusch zu hoch wird. Der größere Fan-Luftstrom erfordert jedoch eine höhere Leistung des Kerns. Dies kann durch eine Erhöhung des Gesamtdruckverhältnisses (Brennkammereinlassdruck/Einlassförderdruck) erreicht werden, um mehr Luftstrom in den Kern zu leiten, und durch eine Erhöhung der Turbineneinlasstemperatur. Zusammen erhöhen diese Parameter den thermischen Wirkungsgrad des Kerns und verbessern die Kraftstoffeffizienz.
Einige zivile Turbofans mit hohem Bypass-Verhältnis verwenden eine konvergent-divergente Düse mit extrem niedrigem Flächenverhältnis (weniger als 1,01) im Bypass (oder gemischten Abgasstrom), um die Arbeitslinie des Gebläses zu steuern. Die Düse wirkt so, als hätte sie eine variable Geometrie. Bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten ist die Düse unverdrosselt (weniger als eine Machzahl von eins), so dass das Abgas bei der Annäherung an die Verengung beschleunigt und dann bei Erreichen des divergenten Abschnitts leicht verlangsamt wird. Folglich steuert der Düsenaustrittsbereich die Anpassung des Gebläses und zieht die Arbeitslinie des Gebläses etwas vom Stoß weg, da er größer ist als die Kehle. Bei höheren Fluggeschwindigkeiten erhöht sich das Druckverhältnis der Düse durch den Anstieg des Staudrucks im Ansaugbereich bis zu dem Punkt, an dem die Kehle verengt wird (M=1,0). Unter diesen Umständen bestimmt der Halsbereich die Anpassung des Lüfters, und da er kleiner ist als der Ausgang, wird die Arbeitslinie des Lüfters leicht in Richtung Schwall gedrückt. Dies ist kein Problem, da die Druckstoßgrenze des Fans bei hohen Fluggeschwindigkeiten viel besser ist.
Das auslegungsüberschreitende Verhalten von Turbofans wird unter Verdichter- und Turbinenkennfeld dargestellt.
Da moderne zivile Turbofans mit geringem spezifischen Schub arbeiten, benötigen sie nur eine einzige Fan-Stufe, um das erforderliche Fan-Druckverhältnis zu entwickeln. Das gewünschte Gesamtdruckverhältnis für den Triebwerkszyklus wird in der Regel durch mehrere Axialstufen an der Kernverdichtung erreicht. Rolls-Royce neigt dazu, die Kernverdichtung in zwei Teile aufzuteilen, wobei ein Zwischendruckverdichter (IP) den Hochdruckverdichter auflädt und beide Einheiten von einstufigen Turbinen angetrieben werden, die auf separaten Wellen montiert sind. Folglich muss der HD-Kompressor nur ein bescheidenes Druckverhältnis entwickeln (z. B. ~4,5:1). Bei zivilen US-Triebwerken ist das Druckverhältnis des Hochdruckverdichters wesentlich höher (z. B. ~23:1 beim GE90 von General Electric) und wird in der Regel von einer zweistufigen Hochdruckturbine angetrieben. Dennoch gibt es in der Regel einige axiale IP-Stufen, die auf der ND-Welle hinter dem Fan montiert sind, um das Kernverdichtungssystem weiter aufzuladen. Zivile Triebwerke haben mehrstufige ND-Turbinen, wobei die Anzahl der Stufen durch das Bypass-Verhältnis, die Menge der IP-Kompression an der ND-Welle und die Drehzahl der ND-Turbinenschaufeln bestimmt wird.
Da militärische Triebwerke in der Regel in der Lage sein müssen, auf Meereshöhe sehr schnell zu fliegen, wird der Grenzwert für die Fördertemperatur des HD-Verdichters bei einem im Vergleich zu einem zivilen Triebwerk recht bescheidenen Gesamtdruckverhältnis erreicht. Auch das Fan-Druckverhältnis ist relativ hoch, um einen mittleren bis hohen spezifischen Schub zu erreichen. Daher haben moderne militärische Turbofans in der Regel nur 5 oder 6 Hochdruckverdichterstufen und benötigen nur eine einstufige Hochdruckturbine. Militärische Turbofans mit niedrigem Bypass-Verhältnis haben in der Regel eine ND-Turbinenstufe, aber Triebwerke mit höherem Bypass-Verhältnis benötigen zwei Stufen. Theoretisch könnte ein moderner militärischer Turbofan-HP-Verdichter durch Hinzufügen von IP-Verdichterstufen in einem zivilen Turbofan-Derivat verwendet werden, aber der Kern wäre für Anwendungen mit hohem Schub tendenziell zu klein. ⓘ

Verbesserungen

Aerodynamische Modellierung

Die Aerodynamik ist eine Mischung aus Unterschall-, Transschall- und Überschallströmung an einer einzigen Fan/Gasverdichterschaufel in einem modernen Turbofan. Die Luftströmung an den Schaufeln muss innerhalb enger Winkelgrenzen gehalten werden, damit die Luft gegen einen steigenden Druck strömt. Andernfalls tritt die Luft wieder aus dem Einlass aus. ⓘ

Die digitale Triebwerksregelung (Full Authority Digital Engine Control, FADEC) benötigt genaue Daten zur Steuerung des Triebwerks. Die kritische Turbineneintrittstemperatur (TIT) ist mit 1.700 °C (3.100 °F) und 17 bar (250 psi) eine zu raue Umgebung für zuverlässige Sensoren. Daher wird bei der Entwicklung eines neuen Motortyps eine Beziehung zwischen einer einfacher zu messenden Temperatur wie der Abgastemperatur und der TIT hergestellt. Die Überwachung der Abgastemperatur wird dann genutzt, um sicherzustellen, dass der Motor nicht zu heiß läuft. ⓘ

Schaufel-Technologie

Eine 100 g schwere Turbinenschaufel wird bei 17 bar (250 psi) und einer Zentrifugalkraft von 40 kN (9.000 lbf) einer Temperatur von 1.700 °C (3.100 °F) ausgesetzt, also weit über dem Punkt der plastischen Verformung und sogar über dem Schmelzpunkt. Exotische Legierungen, ausgeklügelte Luftkühlungssysteme und eine spezielle mechanische Konstruktion sind erforderlich, um die physikalischen Belastungen im Rahmen der Materialfestigkeit zu halten. Rotierende Dichtungen müssen 10 Jahre lang rauen Bedingungen standhalten, 20.000 Einsätzen standhalten und sich mit 10 bis 20.000 Umdrehungen pro Minute drehen. ⓘ

Lüfterblätter

Gebläseschaufeln sind mit der Vergrößerung von Düsentriebwerken gewachsen: Jede Gebläseschaufel trägt das Äquivalent von neun Doppeldeckerbussen und schluckt pro Sekunde Luft mit dem Volumen eines Squashfeldes. Die Fortschritte in der numerischen Strömungsmechanik (CFD) haben komplexe, gekrümmte 3D-Formen mit einer sehr breiten Sehne ermöglicht, die die Leistungsfähigkeit des Lüfters erhalten und gleichzeitig die Anzahl der Schaufeln reduzieren, um die Kosten zu senken. Gleichzeitig wurde das Bypass-Verhältnis erhöht, um eine höhere Antriebseffizienz zu erreichen, und der Fan-Durchmesser vergrößert. ⓘ

Rolls-Royce leistete in den 1980er Jahren Pionierarbeit mit hohlen Fanschaufeln aus Titan mit breiter Sehne, um die aerodynamische Effizienz zu steigern und Fremdkörperschäden zu vermeiden, wie sie beim RB211 und später beim Trent auftreten. GE Aviation führte 1995 für das GE90 Fanschaufeln aus Kohlefaserverbundwerkstoffen ein, die heute mit einem Kohlefaser-Tape-Layer-Verfahren hergestellt werden. Der GE-Partner Safran entwickelte zusammen mit Albany Composites eine 3D-Gewebe-Technologie für die Triebwerke CFM56 und CFM LEAP. ⓘ

Künftige Fortschritte

Triebwerkskerne schrumpfen, da sie bei höheren Druckverhältnissen arbeiten und effizienter werden, und werden im Vergleich zum Fan kleiner, wenn die Bypass-Verhältnisse zunehmen. Die Einhaltung der Schaufelspitzenabstände am Ausgang des Hochdruckverdichters, wo die Schaufeln 13 mm oder weniger hoch sind, ist schwieriger. Die Biegung des Rückgrats beeinträchtigt die Abstandsregelung zusätzlich, da der Kern proportional länger und dünner ist und die Antriebswelle zwischen Fan und Niederdruckturbine in einem begrenzten Raum innerhalb des Kerns liegt. ⓘ

Alan Epstein, Vizepräsident für Technologie und Umwelt bei Pratt & Whitney: "In der Geschichte der zivilen Luftfahrt sind wir von 20 % auf 40 % [Reiseflug-Wirkungsgrad] gestiegen, und in der Triebwerksgemeinschaft herrscht Einigkeit darüber, dass wir wahrscheinlich 60 % erreichen können. ⓘ

Getriebeturbofans und eine weitere Reduzierung des Fan-Druckverhältnisses werden die Antriebseffizienz weiter verbessern. Die zweite Phase des CLEEN-Programms (Continuous Lower Energy, Emissions and Noise) der FAA zielt für die späten 2020er Jahre auf eine Reduzierung des Treibstoffverbrauchs um 33 %, der Emissionen um 60 % und des EPNdb-Lärms um 32 dB gegenüber dem Stand der Technik der 2000er Jahre ab. Im Sommer 2017 hat Pratt im NASA Glenn Research Center in Cleveland, Ohio, die Erprobung eines Lüfters mit sehr niedrigem Druckverhältnis an einem PW1000G abgeschlossen, der einem offenen Rotor mit weniger Schaufeln als den 20 des PW1000G ähnelt. ⓘ

Das Gewicht und die Größe der Gondel würden durch einen kurzen Kanaleinlass verringert, was höhere aerodynamische Drehkräfte auf die Flügel ausübt und weniger Platz für die Schalldämmung lässt, aber ein Fan mit niedrigerem Druckverhältnis ist langsamer. UTC Aerospace Systems Aerostructures wird 2019 sein widerstandsarmes integriertes Antriebssystem mit einer Schubumkehrvorrichtung in vollem Umfang am Boden testen, das den Treibstoffverbrauch um 1 % verbessert und 2,5-3 EPNdB weniger Lärm verursacht. ⓘ

Safran kann die Treibstoffeffizienz wahrscheinlich bis Mitte der 2020er Jahre um weitere 10-15 % steigern, bevor eine Asymptote erreicht wird, und muss dann einen Durchbruch erzielen: Um das Bypass-Verhältnis des CFM LEAP von 11:1 auf 35:1 zu erhöhen, demonstriert Safran in Istres, Frankreich, im Rahmen des europäischen Technologieprogramms Clean Sky einen gegenläufigen, offenen, nicht ventilierten Fan (Propfan). Fortschritte in der Modellierung und Materialien mit hoher spezifischer Festigkeit könnten zum Erfolg führen, wo frühere Versuche scheiterten. Wenn der Geräuschpegel innerhalb der aktuellen Normen liegt und dem des Leap-Triebwerks ähnelt, wird ein um 15 % geringerer Treibstoffverbrauch möglich sein, und Safran testet dafür die Steuerung, die Vibrationen und den Betrieb, während die Integration in die Flugzeugzelle noch eine Herausforderung darstellt. ⓘ

Für GE Aviation maximiert die Energiedichte von Düsentreibstoff immer noch die Breguet-Bereichsgleichung und Kerne mit höherem Druckverhältnis; Fans mit niedrigerem Druckverhältnis, verlustarme Einlässe und leichtere Strukturen können die Wärme-, Transfer- und Antriebseffizienz weiter verbessern. Im Rahmen des Adaptive Engine Transition Program der US-Luftwaffe werden für das Kampfflugzeug der sechsten Generation adaptive thermodynamische Zyklen eingesetzt, die auf einem modifizierten Brayton-Zyklus und einer konstanten Volumenverbrennung basieren. Die additive Fertigung im modernen Turboprop-Triebwerk wird das Gewicht um 5 % und den Treibstoffverbrauch um 20 % reduzieren. ⓘ

Rotierende und statische Teile aus Keramik-Matrix-Verbundwerkstoffen (CMC) sind 500 °F (260 °C) heißer als Metall und wiegen nur ein Drittel davon. Mit 21,9 Millionen Dollar vom Air Force Research Laboratory investiert GE 200 Millionen Dollar in eine CMC-Anlage in Huntsville, Alabama, zusätzlich zu seinem Standort in Asheville, North Carolina, wo ab 2018 eine Siliziumkarbidmatrix mit Siliziumkarbidfasern in Serie hergestellt wird. CMC wird bis Mitte der 2020er Jahre zehnmal häufiger eingesetzt werden: Das CFM LEAP benötigt 18 CMC-Turbinenverkleidungen pro Triebwerk und das GE9X wird CMC in der Brennkammer und für 42 HP-Turbinendüsen verwenden. ⓘ

Rolls-Royce Plc strebt für den Ultrafan der 2020er Jahre einen Kern mit einem Druckverhältnis von 60:1 an und hat mit Bodentests seines 100.000 PS (75.000 kW)-Getriebes für 100.000 lbf (440 kN) und 15:1 Bypass-Verhältnisse begonnen. Nahezu stöchiometrische Turbineneintrittstemperaturen nähern sich der theoretischen Grenze, und die Auswirkungen auf die Emissionen müssen mit den Umweltleistungszielen in Einklang gebracht werden. Offene Rotoren, Ventilatoren mit niedrigerem Druckverhältnis und ein potenziell verteilter Antrieb bieten mehr Spielraum für eine bessere Antriebseffizienz. Exotische Zyklen, Wärmetauscher und Druckverstärkung/konstante Volumenverbrennung können die thermodynamische Effizienz verbessern. Die additive Fertigung könnte ein Wegbereiter für Zwischenkühler und Rekuperatoren sein. Eine engere Integration der Flugzeugzelle und Hybrid- oder Elektroflugzeuge können mit Gasturbinen kombiniert werden. ⓘ

Die aktuellen Rolls-Royce-Triebwerke haben einen Antriebswirkungsgrad von 72-82 % und einen Wärmewirkungsgrad von 42-49 % für eine TSFC von 0,63-0,49 lb/lbf/h (64.000-50.000 g/kN/h) bei Mach 0,8 und streben theoretische Grenzwerte von 95 % für den Antriebswirkungsgrad bei offenem Rotor und 60 % für den Wärmewirkungsgrad bei stöchiometrischer Turbineneintrittstemperatur und einem Gesamtdruckverhältnis von 80:1 für eine TSFC von 0,35 lb/lbf/h (36.000 g/kN/h) an. ⓘ

Da sich Kinderkrankheiten unter Umständen erst nach mehreren tausend Betriebsstunden bemerkbar machen, stören die jüngsten technischen Probleme bei den Turbofans den Betrieb der Fluggesellschaften und die Auslieferungen der Hersteller, während die Produktionsraten stark ansteigen. Rissige Schaufeln des Trent 1000 führten zu einem Flugverbot für fast 50 Boeing 787 und reduzierten die ETOPS von 5,5 auf 2,3 Stunden, was Rolls-Royce plc fast 950 Millionen Dollar kostete. Brüche der PW1000G-Messerschneidendichtung haben bei Pratt & Whitney zu einem erheblichen Lieferrückstand geführt, so dass etwa 100 A320neo ohne Triebwerke auf ihre Triebwerke warten. Die Einführung des CFM LEAP verlief reibungsloser, aber die Beschichtung der HP-Turbine aus Keramikverbundwerkstoff geht vorzeitig verloren, so dass eine Neukonstruktion erforderlich wird. 60 A320neo-Triebwerke müssen deshalb zur Umrüstung ausgebaut werden, da sich die Auslieferungen um bis zu sechs Wochen verzögern. ⓘ

Safran schätzt, dass bei einem Großraumflugzeug 5-10 % des Treibstoffs durch eine geringere Leistungsaufnahme der Hydrauliksysteme eingespart werden könnten, während die Umstellung auf elektrische Energie 30 % des Gewichts einsparen könnte, wie bei der Boeing 787 eingeleitet, während Rolls-Royce plc auf bis zu 5 % hofft. ⓘ

Hersteller

Der Markt für Turbofan-Triebwerke wird von General Electric, Rolls-Royce plc und Pratt & Whitney beherrscht, und zwar in der Reihenfolge ihrer Marktanteile. General Electric und SNECMA (Frankreich) haben ein Gemeinschaftsunternehmen, CFM International. Pratt & Whitney hat außerdem ein Gemeinschaftsunternehmen, International Aero Engines, mit der japanischen Aero Engine Corporation und der deutschen MTU Aero Engines, das auf Triebwerke für die Airbus A320-Familie spezialisiert ist. Pratt & Whitney und General Electric haben ein Gemeinschaftsunternehmen, Engine Alliance, das eine Reihe von Triebwerken für Flugzeuge wie den Airbus A380 verkauft. ⓘ

Für Verkehrsflugzeuge und Frachtflugzeuge beträgt die in Betrieb befindliche Flotte im Jahr 2016 60.000 Triebwerke und dürfte laut Flight Global bis 2035 auf 103.000 Triebwerke mit 86.500 Auslieferungen anwachsen. Der Großteil davon werden Triebwerke mit mittlerer Schubkraft für Schmalrumpfflugzeuge sein, die 54.000 Mal ausgeliefert werden und deren Flotte von 28.500 auf 61.000 wächst. Hochschubtriebwerke für Großraumflugzeuge, die wertmäßig 40-45 % des Marktes ausmachen, werden von 12.700 auf über 21.000 Triebwerke mit 18.500 Auslieferungen wachsen. Die Flotte der Triebwerke für Regionalflugzeuge unter 89 kN (20.000 lb) wird von 7.500 auf 9.000 und die Flotte der Turboprops für Verkehrsflugzeuge von 9.400 auf 10.200 wachsen. Der Marktanteil der Hersteller dürfte von CFM mit 44 % angeführt werden, gefolgt von Pratt & Whitney mit 29 % und Rolls-Royce und General Electric mit jeweils 10 %. ⓘ

In Russland stellt Awiadwigatel Bypassmotoren her. ⓘ

Kommerzielle Turbofans in der Produktion

Kommerzielle Turbofans in der Produktion
Modell	Start	Bypass	Länge	Fan	Gewicht	Schub	Wichtigste Anwendungen ⓘ
GE GE90	1992	8.7–9.9	5.18-5.40 m	3.12-3.25 m	7.56-8.62 t	330-510 kN	B777
P&W PW4000	1984	4.8–6.4	3.37-4.95 m	2.84 m	4.18-7.48 t	222-436 kN	A300/A310, A330, B747, B767, B777, MD-11
R-R Trent XWB	2010	9.3	5.22 m	3.00 m	7.28 t	330-430 kN	A350XWB
R-R Trent 800	1993	5.7–5.79	4.37 m	2.79 m	5.96-5.98 t	411-425 kN	B777
EA GP7000	2004	8.7	4.75 m	2.95 m	6.09-6.71 t	311-363 kN	A380
R-R Trent 900	2004	8.7	4.55 m	2.95 m	6.18-6.25 t	340-357 kN	A380
R-R Trent 1000	2006	10.8–11	4.74 m	2.85 m	5.77 t	265,3-360,4 kN	B787
GE GEnx	2006	8.0–9.3	4.31-4.69 m	2.66-2.82 m	5.62-5.82 t	296-339 kN	B747-8, B787
R-R Trent 700	1990	4.9	3.91 m	2.47 m	4.79 t	320 kN	A330
GE CF6	1971	4.3–5.3	4.00-4.41 m	2.20-2.79 m	3.82-5.08 t	222-298 kN	A300/A310, A330, B747, B767, MD-11, DC-10
R-R Trent 500	1999	8.5	3.91 m	2.47 m	4.72 t	252 kN	A340-500/600
P&W PW1000G	2008	9.0–12.5	3.40 m	1.42-2.06 m	2.86 t	67-160 kN	A320neo, A220, E-Jets E2
CFM LEAP	2013	9.0–11.0	3.15-3.33 m	1.76-1.98 m	2.78-3.15 t	100-146 kN	A320neo, B737Max
CFM56	1974	5.0–6.6	2.36-2.52 m	1.52-1.84 m	1.95-2.64 t	97,9-151 kN	A320, A340-200/300, B737, KC-135, DC-8
IAE V2500	1987	4.4–4.9	3.20 m	1.60 m	2.36-2.54 t	97,9-147 kN	A320, MD-90
P&W PW6000	2000	4.90	2.73 m	1.44 m	2.36 t	100,2 kN	Airbus A318
R-R BR700	1994	4.2–4.5	3.41-3.60 m	1.32-1.58 m	1.63-2.11 t	68,9-102,3 kN	B717, Global Express, Gulfstream V
GE Passport	2013	5.6	3.37 m	1.30 m	2.07 t	78,9-84,2 kN	Global 7000/8000
GE CF34	1982	5.3–6.3	2.62-3.26 m	1.25-1.32 m	0.74-1.12 t	41-82,3 kN	Challenger 600, CRJ, E-Jets
P&WC PW800	2012	5.5		1.30 m		67,4-69,7 kN	Gulfstream G500/G600
R-R Tay	1984	3.1–3.2	2.41 m	1.12-1.14 m	1.42-1.53 t	61,6-68,5 kN	Gulfstream IV, Fokker 70/100
Silvercrest	2012	5.9	1.90 m	1.08 m	1.09 t	50,9 kN	Zit. Hemisphäre, Falke 5X
R-R AE 3007	1991	5.0	2.71 m	1.11 m	0.72 t	33,7 kN	ERJ, Citation X
P&WC PW300	1988	3.8–4.5	1.92-2.07 m	0.97 m	0.45-0.47 t	23,4-35,6 kN	Zit. Souverän, G200, F. 7X, F. 2000
HW HTF7000	1999	4.4	2.29 m	0.87 m	0.62 t	28,9 kN	Challenger 300, G280, Legacy 500
HW TFE731	1970	2.66–3.9	1.52-2.08 m	0.72-0.78 m	0.34-0.45 t	15,6-22,2 kN	Learjet 70/75, G150, Falcon 900
Williams FJ44	1985	3.3–4.1	1.36-2.09 m	0.53-0.57 m	0.21-0.24 t	6,7-15,6 kN	CitationJet, Cit. M2
P&WC PW500	1993	3.90	1.52 m	0.70 m	0.28 t	13,3 kN	Citation Excel, Phenom 300
GE-H HF120	2009	4.43	1.12 m	0.54 m	0.18 t	7,4 kN	HondaJet
Williams FJ33	1998		0.98 m	0.53 m	0.14 t	6,7 kN	Cirrus SF50
P&WC PW600	2001	1.8–2.8	0.67 m	0.36 m	0.15 t	6,0 kN	Zit. Mustang, Eclipse 500, Phenom 100
PS-90	1992	4.4	4.96 m	1.9 m	2.95 t	157-171 kN	Il-76, Il-96, Tu-204
PowerJet SaM146	2008	4–4.1	3.59 m	1.22 m	2.260 t	71,6-79,2 kN	Sukhoi Superjet 100

Strahltriebwerke mit extremem Bypass

In den 1970er Jahren testete Rolls-Royce/SNECMA einen M45SD-02-Turbofan, der mit Fan-Schaufeln mit variabler Schaufelsteigung ausgestattet war, um das Handling bei ultraniedrigen Fan-Druckverhältnissen zu verbessern und eine Schubumkehr bis zum Stillstand des Flugzeugs zu ermöglichen. Das Triebwerk war für besonders leise STOL-Flugzeuge gedacht, die von innerstädtischen Flughäfen aus operieren. ⓘ

Um den Wirkungsgrad bei der Geschwindigkeit zu erhöhen, wurde eine Weiterentwicklung des Turbofan- und Turboprop-Triebwerks, das so genannte Propfan-Triebwerk, entwickelt, das über einen nicht abgesaugten Fan verfügt. Die Fanschaufeln befinden sich außerhalb des Kanals, so dass es wie ein Turboprop mit breiten, säbelartigen Schaufeln aussieht. Sowohl General Electric als auch Pratt & Whitney/Allison führten in den 1980er Jahren Propfan-Triebwerke vor. Der übermäßige Kabinenlärm und das relativ billige Kerosin verhinderten, dass die Triebwerke in Betrieb genommen wurden. Das in der UdSSR entwickelte Progress D-27 Propfan war das einzige Propfan-Triebwerk, das in ein Serienflugzeug eingebaut wurde. ⓘ

Terminologie

Nachbrenner: für die Nachverbrennung ausgerüstetes Strahlrohr
Augmentor: Nachbrenner für Turbofan mit Verbrennung in heißen und kalten Strömungen
Bypass: der Teil des Triebwerks, der sich hinsichtlich der Komponenten und des Luftstroms vom Kern unterscheidet, z. B. der Teil der Fanbeschaufelung (Fanaußenseite) und der Statoren, der Bypass-Luft führt, Bypass-Kanal, Bypass-Düse
Bypass-Verhältnis: Massenstrom der Bypass-Luft / Massenstrom der Kernluft
Kern: der Teil des Motors, der sich hinsichtlich der Bauteile und des Luftstroms vom Bypass unterscheidet, z. B. Kernhaube, Kerndüse, Kernluftstrom und zugehörige Maschinen, Brennkammer und Kraftstoffsystem
Kernleistung: auch bekannt als "verfügbare Energie" oder "Gas-PS". Sie wird verwendet, um die theoretische (isentrope Expansion) Wellenarbeit zu messen, die von einem Gasgenerator oder Kern durch Expansion von heißem Hochdruckgas auf Umgebungsdruck zur Verfügung steht. Da die Leistung vom Druck und der Temperatur des Gases (und dem Umgebungsdruck) abhängt, ist eine verwandte Kennzahl für schuberzeugende Triebwerke eine Kennzahl, die das schuberzeugende Potenzial von heißem Hochdruckgas misst und als "Stromschub" bezeichnet wird. Sie wird durch Berechnung der Geschwindigkeit ermittelt, die bei isentroper Expansion auf atmosphärischen Druck erreicht wird. Die Bedeutung des erhaltenen Schubs wird deutlich, wenn man ihn mit der Geschwindigkeit des Flugzeugs multipliziert, um die Schubarbeit zu erhalten. Die potenziell verfügbare Schubarbeit ist aufgrund des zunehmenden Verlusts an kinetischer Energie des Abgases mit steigendem Druck und steigender Temperatur vor der Expansion auf atmosphärischen Druck weitaus geringer als die Gas-PS. Die beiden sind durch die Antriebseffizienz miteinander verbunden, ein Maß für die Energie, die bei der Erzeugung einer Kraft (d. h. Schub) in einem Fluid durch Erhöhung der Geschwindigkeit (d. h. des Impulses) des Fluids verschwendet wird.
Trocken: Triebwerkskennzahlen/Drosselklappenhebelstellungen unterhalb der Nachverbrennungsauswahl
EGT: Abgastemperatur
EPR: Triebwerksdruckverhältnis
Fan: Turbofan LP-Verdichter
Fanjet: Turbofan oder turbofanbetriebenes Flugzeug (umgangssprachlich)
Fan-Druckverhältnis: Gesamtdruck am Fan-Ausgang / Gesamtdruck am Fan-Eingang
Flex-Temp: Bei geringeren Startgewichten können Verkehrsflugzeuge einen geringeren Schub verwenden, was die Lebensdauer der Triebwerke erhöht und die Wartungskosten senkt. Die Flex-Temperatur ist eine höhere als die tatsächliche Außenlufttemperatur (OAT), die in den Triebwerksüberwachungscomputer eingegeben wird, um den erforderlichen reduzierten Schub zu erreichen (auch bekannt als "angenommene Temperatur-Schubreduzierung").
Gasgenerator: der Teil des Triebwerkskerns, der das heiße Hochdruckgas für bläsergetriebene Turbinen (Turbofan), für Antriebsdüsen (Turbojet), für propeller- und rotorgetriebene Turbinen (Turboprop und Turboshaft), für Industrie- und Schiffsturbinen liefert
HP: Hochdruck
Ansaugwiderstand: Impulsverlust des Triebwerksstrahlrohrs von der freien Strömung bis zum Eintritt in den Ansaugstutzen, d. h. die Menge an Energie, die der Luft zugeführt werden muss, um sie aus einer ruhenden Atmosphäre auf Flugzeuggeschwindigkeit zu beschleunigen.
IEPR: integriertes Triebwerksdruckverhältnis
IP: Zwischendruck
LP: Niederdruck
Netto-Schub: Düsenschub in ruhender Luft (Bruttoschub) - Triebwerksstrahlrohrwiderstand (Impulsverlust vom Freistrom bis zum Eintritt in den Ansaugtrakt, d. h. die Menge an Energie, die der Luft zugeführt wird, um sie aus einer ruhenden Atmosphäre auf die Flugzeuggeschwindigkeit zu beschleunigen). Dies ist der auf die Flugzeugzelle wirkende Schub.
Gesamtdruckverhältnis: Gesamtdruck am Brennkammereinlass/Gesamtdruck am Ansaugstutzen
Gesamtwirkungsgrad: thermischer Wirkungsgrad * Vortriebswirkungsgrad
Vortriebswirkungsgrad: Vortriebsleistung/Rate der Erzeugung von kinetischer Vortriebsenergie (der maximale Vortriebswirkungsgrad tritt ein, wenn die Strahlgeschwindigkeit gleich der Fluggeschwindigkeit ist, was einen Netto-Schub von Null bedeutet!)
Spezifischer Treibstoffverbrauch (SFC): Gesamtkraftstoffdurchsatz/Nettaschub (proportional zur Fluggeschwindigkeit/zum thermischen Gesamtwirkungsgrad)
Spooling up: Anstieg der Drehzahl (umgangssprachlich)
Stufenbelastung: Bei einer Turbine, deren Zweck es ist, Leistung zu erzeugen, ist die Beladung ein Indikator für die Leistung, die pro lb/sec Gas entwickelt wird (spezifische Leistung). Eine Turbinenstufe dreht das Gas aus einer axialen Richtung und beschleunigt es (in den Leitschaufeln der Düsen), um den Rotor möglichst effektiv zu drehen (die Rotorschaufeln müssen einen hohen Auftrieb erzeugen), vorausgesetzt, dies geschieht effizient, d. h. mit akzeptablen Verlusten. Bei einer Verdichterstufe, deren Zweck es ist, einen Druckanstieg zu erzeugen, wird ein Diffusionsverfahren eingesetzt. Wie viel Diffusion zulässig ist (und wie viel Druckanstieg erzielt werden kann), bevor es zu einer inakzeptablen Strömungsablösung (d. h. zu Verlusten) kommt, kann als Belastungsgrenze angesehen werden.
Statischer Druck: Druck des Fluids, der nicht mit seiner Bewegung, sondern mit seinem Zustand zusammenhängt, oder alternativ Druck aufgrund der zufälligen Bewegung der Fluidmoleküle, der gefühlt oder gemessen werden würde, wenn er sich mit der Strömung bewegen würde
Spezifischer Schub: Netto-Schubkraft/Ansaugluftstrom
Thermischer Wirkungsgrad: Produktionsrate der kinetischen Antriebsenergie/Treibstoffleistung
Gesamter Brennstoffdurchsatz: Brennstoffdurchsatz der Brennkammer (plus Nachbrenner) (z. B. lb/s oder g/s)
Gesamtdruck: statischer Druck plus Term der kinetischen Energie
Einlasstemperatur des Turbinenrotors: maximale Zyklustemperatur, d. h. Temperatur, bei der die Arbeitsübertragung stattfindet ⓘ

Funktionsweise

Fan

Der Fan wird auf Deutsch manchmal auch Gebläse oder Bläser, selten Lüfter (siehe auch: Mantelpropeller) genannt. Meistens ist er vor dem Verdichter angeordnet, in seltenen Fällen, etwa bei dem General Electric CJ805-23 und dem General Electric CF700, befindet sich der Fan hinter dem Kerntriebwerk. Diese Anordnung wird Aft-Fan genannt (Funktionsweise siehe unten). Der Fan eines normalen Mantelstromtriebwerks hat die Aufgabe, große Luftmassen anzusaugen und zu beschleunigen; liegt er vor dem Verdichter, kann der Bereich, der in das Kerntriebwerk führt, bereits mehr auf Verdichten statt auf Beschleunigen ausgelegt sein. ⓘ

Bei den meisten Triebwerken wird der Fan als Teil des (Niederdruck-)Verdichters betrachtet (dessen „erste Stufe“), insbesondere, wenn er für den „eigentlichen“ Verdichter bereits eine nennenswerte Kompression bewirkt. Nach dem Fan teilt sich der Luftstrom auf in einen

inneren Luftstrom (Kernstrom, Primärstrom), der in das Kerntriebwerk (eine Gasturbine) gelangt (mit „eigentlichem“ Verdichter, Brennkammer und Turbine), und einen
äußeren Luftstrom (Nebenstrom, Sekundärstrom), der außen am Kerntriebwerk vorbeigeführt wird.

Der Fan wirkt ähnlich einem ummantelten Propeller und erzeugt in modernen kommerziellen Triebwerken etwa 80 % des Vortriebs. Generell wird beim Mantelstromtriebwerk dem Primärstrom durch die Turbine mehr Energie entzogen als bei einem Einstrom-Strahltriebwerk gleich groß wie das Kerntriebwerk, da mit dieser Energie der Fan angetrieben werden muss. ⓘ

Charakteristisch für ein Mantelstromtriebwerk ist das Nebenstromverhältnis. Es ist das Verhältnis der Luftmenge des Nebenstroms zur Luftmenge, die durch die Gasturbine strömt. Moderne Mantelstromtriebwerke in Zivilflugzeugen haben ein Nebenstromverhältnis (engl. bypass ratio) von 4 (80 % Bypass, 20 % Kernstrom) bis 12 (92 % Nebenstrom, 8 % Kernstrom) beim PW1000G. Sekundär- und Primärstrom zusammen bewirken den Gesamtschub. Eine extreme Auslegung zeigt das Kusnezow NK-93, bei dem eine Propellerturbine auf zwei gegenläufige, gekapselte Propeller wirkt. Hier wird ein Bypassverhältnis von 16,6 erreicht. ⓘ

Der Verdichter wird oft auch Kompressor genannt. ⓘ

Wirkungen, Vor- und Nachteile

Mit Zweistromtriebwerken kann bei Geschwindigkeiten zwischen 600 und 850 km/h ein hoher Luftdurchsatz bei geringerem Kraftstoffverbrauch erzielt werden, was die Kosten senkt. Die Luft des Sekundärstroms bildet eine Pufferschicht zwischen den heißen Abgasen und der Umgebungsluft, was die Lärmemission des Abgasstrahls verringert. ⓘ

Heute werden fast ausschließlich Zweistromtriebwerke genutzt, da sie einen höheren Wirkungsgrad und höhere Sicherheit bieten als Einstromtriebwerke. Je nach Verwendungszweck ist das Nebenstromverhältnis unterschiedlich. Für hohe Geschwindigkeiten bis in den Überschallbereich, wie beispielsweise beim EJ200 für den Eurofighter Typhoon, steht die Schubkraft im Vordergrund, weswegen das Nebenstromverhältnis gering ist. Bei zivilen und militärischen Passagier- und Transportmaschinen stehen niedrige Verbrauchs-, Verschleiß- und Lärmwerte im Vordergrund, weswegen hier das Nebenstromverhältnis sehr hoch ist. ⓘ

Open Rotor

Sicht von hinten auf ein Mock-Up eines Open Rotor von Safran in Pusher-Konfiguration; 2017 ⓘ

Ist der Fan nicht ummantelt, so spricht man von einer „Open-Rotor“-Bauweise. Sie stellt eine Zwischenform zwischen Turbofan- und Turboprop-Bauweise dar. Es werden sowohl „Pusher“-Konfigurationen (ähnlich der Aft-Fan-Bauweise) als auch „Puller“ untersucht, bei denen der offene Fan vor dem Kerntriebwerk positioniert ist. ⓘ

Flugzeug-Antrieb
Teil einer Serie über ⓘ
Wellentriebwerke: Antrieb von Propellern, Rotoren, Kanalventilatoren oder Propfans
Interne Wärmekraftmaschinen: Kolbenmotor Dieselmotor Wankelmotor Turbinen: Turboprop Turboshaft Externe Wärmekraftmaschinen: Dampfbetriebene Elektromotoren: Elektrische Flugzeuge Uhrwerk-Antriebe: Vom Menschen angetrieben
Reaktionstriebwerke
Turbinen: Turbojet Turbofan Propfan Raketengetrieben Motorstrahl Impulsstrahl Ventilloser Impulsstrahl Staustrahl Scramjet
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