Gibt es eine Chance für Dieselmotoren im Langstreckenflugzeugen?

Diskutiere Gibt es eine Chance für Dieselmotoren im Langstreckenflugzeugen? im Luftfahrzeuge allgemein Forum im Bereich Luftfahrzeuge; Um den Thead zur Otto Celera nicht zu verwässern. Ich finde den Gedanken interessant. Gehen wir mal davon aus das die Treibstoffkosten deutlich...

Ta152

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Um den Thead zur Otto Celera nicht zu verwässern.

seit den 1930igern (Jumo Dieselmotoren) hat man warten müssen auf eine Fortsetzung der Dieselmotortechnik im Flugzeugbau. Seit zwei Jahrzehnten wurde sie wieder aufgenommen (Thielert) und mündete mit dem RED A03 in der 500PS-Klasse. Sie bietet damit eine Alternative für PTL in verschiedenen Flugzeugmustern und ich stelle mir gerade vor, wieviel Einsatzgebiete es für eine 1000 PS-Klasse gäbe.
Der beste spezifische Kraftstoffverbrauch SFC des RED von 213 gr/kWh ist gemessen an Dieselmotoren nur durchschnittlich, aber doch viel besser als von Benzinern und dramatisch besser als von PTL. Das leidige Mehrgewicht von Dieselmotoren wird durch eine für die gleiche Reichweite nur halb so große erforderliche Kraftstoffmasse mehr als kompensiert, was gleichzeitig die Reduzierung des Kraftstoffverbrauchs und CO2-Ausstoßes beschreibt.
Und nun liefert Otto ein Konzept, das, wenn es sich beweisen dürfte, eine nochmals gesteigerte Effizienz des gesamten Fluggerätes zumindest in einem speziellen Einsatzprofil bietet. Man kann ja alles schlecht reden. Und Verbrenner sind "böse". Derzeit reagiert die Gesellschaft elektrisiert auf alles, was Elektroantrieb hat. Ob es für einen RED oder größere Motoren bereits zu spät ist? "Großdiesel" wären eine sehr effiziente Übergangslösung für wenigstens zwei Jahrzehnte für alle Anwendungen, die über die Reichweitenanforderung von Inselhopping hinaus gehen. Auch für andere Einsatzprofile als das der Celera könnte man anstatt bestehende Muster nur umzurüsten, auf den Dieselmotor optimierte Flugzeug-Designs entwickeln, wie dies bei E-Flugzeugen grundsätzlich geschieht. Also z.B. langsamer, geringere Flächenbelastung, höher Nutzlast ect., um insgesamt weit effizienter zu sein, als allein durch den SFC ausdrückbar ist.
Ich finde den Gedanken interessant. Gehen wir mal davon aus das die Treibstoffkosten deutlich steigen. 400km, vielleicht auch 1000km werden rein Batterieelektisch möglich sein. Könnte es eine Rückkehr von Kolbenmotoren im Langstreckenverkehr geben? Ich denke da primär an Frachtflugzeugen. Da spielt es keine so große Rolle ob man 500 oder 850km/h fliegt. Schneller als mit dem Schiff ist man sowiso. Kann man wirklich Spritt sparen, oder sorgt die längere Flugzeit dafür das der niedrigere Spritverbrauch pro Stunde wieder ausgeglichen wird?
 
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Danke zunächst für den neuen Threat. Das ist wirklich ein eigenes Thema.

Ja, man kann wirklich Sprit sparen. Mal ganz grob ein Vergleich zwischen Großdiesel und Propellerturbine (PTL): Ein Großdiesel käme auf einen spezifischen Verbrauch von rund 200 gr/kWh. Eine PTL auf 400 gr/kWh (der Wert stammt von der Allison 250) . D.h., ein 1000 kW leistender Diesel verbraucht über einen fünfstündigen Flug 1000 kg, eine 1000 kW starke PTL verbraucht 2000 kg Kraftstoff. Würde man nun ein Flugzeug mit gleichen Massen um einen 500 KW-Motor herumkonstruieren, mit entsprechend größerer Flügelfläche, würde ein deutlich langsameres Flugzeug daraus. Angenommen, dieses wäre nur 3/4 so schnell wie das PTL-Flugzeug und würde 6,7 Stunden benötigen. Dann läge der Verbrauch bei 0,2 kg x 500 kW x 6,7 h = 670 kg.
Das ist natürlich stark vereinfacht gerechnet, aber zeigt, dass der spezifische Verbrauch immer schwer wiegt. Besonders im Teillastbereich steigt der spez. Verbrauch einer PTL drastisch gegenüber einem Diesel.
 
HoHun

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Angenommen, dieses wäre nur 3/4 so schnell wie das PTL-Flugzeug und würde 6,7 Stunden benötigen. Dann läge der Verbrauch bei 0,2 kg x 500 kW x 6,7 h = 670 kg.
Hinzu kommt, daß der Leistungsbedarf annähernd mit der 3. Potenz der Geschwindigkeit ansteigt. Bei 3/4 der Geschwindigkeit käme man also ungefähr auf 27/64 der erforderlichen Leistung, also etwa 44 %. Damit wäre der Verbrauch also nur noch 293 kg.

Allerdings gibt es natürlich auch Kosten, die nicht mit der verflogenen Treibstoffmenge steigen, sondern mit der Zahl der Flugstunden. Die Personalkosten für die Crew gehören dazu ... wenn die entfallen, weil die Flugzeuge autonom fliegen, steigt natürlich der Einfluß der Treibstoffkosten.

Tschüs!

Henning (HoHun)
 

Ta152

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Kolbenmotor gegen PTL läst sich ja anhand der kW noch relativ leicht vergleichen. Bei gleicher kW Zahl werden die Flugzeuge ungefähr gleich schnell sein. Wo ich probleme habe wo ist der vergleich mit einem modernen Turbofan. Denn das ist ja die Konkurrenz auf der Langstrecke.
 
HoHun

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Kolbenmotor gegen PTL läst sich ja anhand der kW noch relativ leicht vergleichen. Bei gleicher kW Zahl werden die Flugzeuge ungefähr gleich schnell sein. Wo ich probleme habe wo ist der vergleich mit einem modernen Turbofan. Denn das ist ja die Konkurrenz auf der Langstrecke.
Du könntest Dir ein Kolbenmotorflugzeug in der passenden Größenklasse suchen und dessen Reichweiten-Nutzlast-Diagramm entsprechend dem Verhältnis der spezifischen Verbräuche von Dieselmotoren zu Originalmotoren strecken. Dann müßtest Du passend dazu einen Jet in der gleichen Größenklasse suchen und vergleichen, welche Verbräuche der für übereinstimmende Reichweiten-Nutzlast-Kombinationen hat.

Tschüs!

Henning (HoHun)
 
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das Problem ist: Ein Turbofan fliegt wirtschaftlich mit 850 km/h und ein Prop mit 500 km/h. Die kriegt man im Vergleich nicht richtig zusammen, es sei denn, man wollte den TF mit für ihn recht ineffizienten 500 km/h fliegen lassen. Die Effizienz von Strahltriebwerken nimmt ja mit der Geschwindigkeit noch zu.
Eine Gegenüberstellung von schub- und leistungsspezifischem Verbrauch ist in


zu finden.
 
GorBO

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Neben dem geringeren Verbrauch bei aber größerem Gewicht und Volumen eines Kolbenmotors gegenüber der Prpellerturbine, gebe ich zu bedenken, dass ein Kolbenmotor eine deutlich geringere Zuverlässigkeit bei höherem Wartungsaufwand (da mehr bewegliche Teile) hat. 1
Das verursacht im Betrieb nicht nur zusätzliche Kosten, was die Wirtschaftlichkeit des geringeren Verbrauchs negativ beeinflußt, sondern bedingt auch bauliche Maßnahmen. Kann bspw. sein, dass drei oder vier Kolbentriebwerke installiert werden müssen, um die nötige Zuverlässigkeit im kommerziellen Betrieb zu erreichen.

1 Hier wir von 13 Ausfällen (Failure) pro 100.000 Flugstunden beim Continental oder Lycoming gegenüber 0,15/100.000Fh bei einer P&W PT6 gesprochen, also einer 100fach größeren Ausfallwahrscheinlichkeit.
 
HoHun

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Neben dem geringeren Verbrauch bei aber größerem Gewicht und Volumen eines Kolbenmotors gegenüber der Prpellerturbine, gebe ich zu bedenken, dass ein Kolbenmotor eine deutlich geringere Zuverlässigkeit bei höherem Wartungsaufwand (da mehr bewegliche Teile) hat. 1
Das verursacht im Betrieb nicht nur zusätzliche Kosten, was die Wirtschaftlichkeit des geringeren Verbrauchs negativ beeinflußt, sondern bedingt auch bauliche Maßnahmen. Kann bspw. sein, dass drei oder vier Kolbentriebwerke installiert werden müssen, um die nötige Zuverlässigkeit im kommerziellen Betrieb zu erreichen.

1 Hier wir von 13 Ausfällen (Failure) pro 100.000 Flugstunden beim Continental oder Lycoming gegenüber 0,15/100.000Fh bei einer P&W PT6 gesprochen, also einer 100fach größeren Ausfallwahrscheinlichkeit.
Guter Punkt. Ich würde aber zu bedenken geben, daß die Kolbenmotoren in der verlinkten Statistik wahrscheinlich eher mehr von Privatleuten betrieben wurden und die Turbinen eher mehr von gewerblichen Betreibern, so daß möglicherweise die Qualität der (vorbeugenden) Wartung nicht direkt vergleichbar ist.

Grundsätzlich habe ich aber den gleichen Eindruck bezüglich der Zuverlässigkeit wie Du!

Tschüs!

Henning (HoHun)
 
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Sehr interessantes Thema. Beim RED A03 Motor sind ja die beiden Zylinderbänke für redundanten Betrieb ausgelegt zwecks Kraftstoffversorgung, Aufladung, Kühlung und ich schätze auch Schmierung was ja die Betriebssicherheit erhöhen dürfte. Die Kolben hängen aber trotzdem alle an einer gemeinsamen Kurbelwelle nehme ich an?

Gruss,
Florian
 
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Was die Ausfallrate angeht, gehe ich vollkommen mit, solange man privat betriebene, im Grunde ihrer Konstruktion 70 Jahre alte Benzinmotoren mit PTL im kommerziellen Betrieb vergleicht. Aber das ist kein Naturgesetz. Warum sollten ausgerechnet Diesel nicht zuverlässiger sein. In allen Bereichen ihrer Anwendungen, vom Schiff bis zum PKW sind sie es. Ingenieure könnten i.V. mit fast 100 Jahren Materialforschung den Kompromiss zwischen Downsizing und Zuverlässigkeit finden und nicht den hoch drehenden Thielert´s (heute Conti) nacheifern. Ich denke eher an gewichtsoptimierte Motoren mit Direktantrieb. Mit zunehmender Leistung steigt zudem das Verhältnis von Leistung zu Gewicht. Das lässt sich an allen Produktlinien von Motoren feststellen.
Während Akkus erstmal ihre Langlebigkeit beweisen müssen, steht die Technik für robuste Diesel eigentlich bereit, aber sie scheint für die Fliegerei absurd zu sein.
Da frage ich mich: Warum müssen Frachtflugzeuge mit M = 0,8 in 35.000 ft fliegen? Warum müssen für 80 t Fracht 80 t Kraftstoff verbraucht werden? Stattdessen könnten weniger stark motorisierte, langsamere, mit großen Tragflächen versehene und dafür mit viel Nutzlast fliegende Transportflugzeuge, womöglich sogar Flugboote, eine Alternative bieten. Das gab es alles schon in den 30igern (z.B. Boeing Clipper) mit saufenden Sternmotoren. Aber heute sind wir fast ein Jahrhundert weiter in der Entwicklung.

Ich glaube, ich weiß es: Zeit ist eben noch mehr Geld Wert als Kraftstoff.
 
pok

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Eine reines und neues Frachtflugzeug zu entwickeln lohnt sich noch nicht einmal konventionell (Basierend auf Passagiermaschine, aber Druckkabine nur für das Cockpit), da der Markt zu klein und die Entwicklungs- und Baukosten einer kleinen Serie zu hoch sind.
Das Risiko große Dieselmotoren und ein optimiertes Flugzeug drum herum mit transatlantischer oder transpazifischer Reichweite serienreif zu entwickeln wird kein Hersteller eingehen.
 
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Ta152

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Bei dem Thema Zuverlässigkeit bin ich mir auch unsicher. Das war ja einer der Gründe beim Wechsel auf Turbojet. Andersherum ist man heute auch bei Kolbenmotoren deutlich weiter.

Flugboot kann ich mir nicht vorstellen. Zu hoher Wellengang ist ein viel zu großes Thema.

Das Entwicklungsrisiko/Zeit ist defnitiv ein Problem. Für ein Flugzeug in der der Art einer Convair XC-99 oder Bristol Brabazon braucht man schon Motoren mit mindestens 2000 kW. Das bedeutet dann vermutlich mindestens Doppelstern, ich bezweifele das man da noch wirklich das Wissen hat wie man so was baut. Wenn man eine 777 Ersetzen will sollten die Motoren wohl eher 4000kW oder mehr haben damit man nicht zu viele einbauen muß.
 
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Was die Ausfallrate angeht, gehe ich vollkommen mit, solange man privat betriebene, im Grunde ihrer Konstruktion 70 Jahre alte Benzinmotoren mit PTL im kommerziellen Betrieb vergleicht. Aber das ist kein Naturgesetz. Warum sollten ausgerechnet Diesel nicht zuverlässiger sein. In allen Bereichen ihrer Anwendungen, vom Schiff bis zum PKW sind sie es. Ingenieure könnten i.V. mit fast 100 Jahren Materialforschung den Kompromiss zwischen Downsizing und Zuverlässigkeit finden und nicht den hoch drehenden Thielert´s (heute Conti) nacheifern. Ich denke eher an gewichtsoptimierte Motoren mit Direktantrieb. Mit zunehmender Leistung steigt zudem das Verhältnis von Leistung zu Gewicht. Das lässt sich an allen Produktlinien von Motoren feststellen.
Während Akkus erstmal ihre Langlebigkeit beweisen müssen, steht die Technik für robuste Diesel eigentlich bereit, aber sie scheint für die Fliegerei absurd zu sein.
Da frage ich mich: Warum müssen Frachtflugzeuge mit M = 0,8 in 35.000 ft fliegen? Warum müssen für 80 t Fracht 80 t Kraftstoff verbraucht werden? Stattdessen könnten weniger stark motorisierte, langsamere, mit großen Tragflächen versehene und dafür mit viel Nutzlast fliegende Transportflugzeuge, womöglich sogar Flugboote, eine Alternative bieten. Das gab es alles schon in den 30igern (z.B. Boeing Clipper) mit saufenden Sternmotoren. Aber heute sind wir fast ein Jahrhundert weiter in der Entwicklung.

Ich glaube, ich weiß es: Zeit ist eben noch mehr Geld Wert als Kraftstoff.
Obacht! Ein moderner Turbofan hat ein SFC von .55 kg/(daN*h).

Nehmen wir mal einen A350XF an. Gleitzahl etwa 21. Leergewicht nehmen wir mal mit 150t, 80t Fracht, Wäre noch Platz für 95t Sprit.
Nehmen wir mal "mid cruise" mit 50t Sprit an.
Dann hätten wir 280t Gewicht, damit Bedarf nach 13.3t "Schub" und somit einen Fuel Flow von 7.3t/h.
Mit 80t Fracht und 900km/h wären wir bei 0.1kg Sprit pro km und t.

Nehmen wir uns den Diesel und die besagten .21kg/kWh, was ein guter Wert ist.
Wir nehmen der Einfach halt halber mal gleiches OEW und gleiche Fracht an, setzen die Geschwindigkeit auf 270kts, also ziemlich exakt 500km/h, eine gute Geschwindigkeit für einen Prop. Sprit für diese "mid course" Rechnung setzen wir auf 30t an, 40% weniger.
Gleiche Gleitzahl (21 ist subsonisch auch ganz ok).
Wir haben ergo 260/21=12.4t Schubbedarf.
Wie machen wir daraus kW?
Wir rechnen streng physikalisch:
P = F *v = 12400daN * 500km/h = 17.2MW.
Das wäre ein utopisch großer Dieselmotor, aber egal, wir nehmen ein "Gummi-Triebwerk" an. Wir können das also auch auf ein Flugzeug von einem Sechstel der Größe skalieren. Weiterhin nehmen wir einen guten Prop-Wirkungsgrad von 85% an.
Dann benötigen wir 20.2MW Wellenleistung.
Damit wären wir bei 4.2t/h Fuel Flow.
Das ergibt - überraschend - auch etwa .1kg Sprit pro km und t.

Die Rechnung oben hat viele Werte grob vereinfacht. Daher würde ich bei beiden einen nennenswerten Fehler zugestehen. Wir haben dem Prop 40% weniger Fuel Mass zugestanden, eigentlich nicht zulässig. Aber wir sehen: trotzdem liegen beide in etwa auf Augenhöhe. Ja, der Turbofan ballert sehr viel Sprit pro Stunde raus. Aber er fliegt auch schnell (und höher). Wir haben weiterhin Transitionszustände wir Start, Landung und Warteflug nicht betrachtet, hier gewinnt stets der Prop.

Somit, als Fazit, ist ein Prop nicht zwangsläufig in der spezifischen Energie besser als ein Jet. Fokussieren wir auf eine eher kurze Mission (<1000km), dann wird der Prop zusehends besser. Weiterhin wird ein Turbofan geringer Leistung tendenziell höhere SFC aufweisen.
 
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Eine reines und neues Frachtflugzeug zu entwickeln lohnt sich noch nicht einmal konventionell (Basierend auf Passagiermaschine, aber Druckkabine nur für das Cockpit), da der Markt zu klein und die Entwicklungs- und Baukosten einer kleinen Serie zu hoch sind.
Das Risiko große Dieselmotoren und ein optimiertes Flugzeug drum herum mit transatlantischer oder transpazifischer Reichweite Serienreif zu entwickeln wird kein Hersteller eingehen.
Wenn ich folgendes tue:
  • Cockpit rauswerfen (ich fliege ohne Pilot)
  • eine Transportkette annehmen, in der ein Flugzeug nie mehr als 2000km am Stück fliegt
  • ein eher kleines Flugzeug vorsehe, so eine Art 3.5t der Lüfte
... dann könnte das schon die Rechnung verändern. Ich rede hier von einem FAR/CS23 Flugzeug, schon ne andere Hausnummer als ein FAR/CS25 Flugzeug.
 
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Wenn ich folgendes tue:
  • Cockpit rauswerfen (ich fliege ohne Pilot)
  • eine Transportkette annehmen, in der ein Flugzeug nie mehr als 2000km am Stück fliegt
  • ein eher kleines Flugzeug vorsehe, so eine Art 3.5t der Lüfte
... dann könnte das schon die Rechnung verändern. Ich rede hier von einem FAR/CS23 Flugzeug, schon ne andere Hausnummer als ein FAR/CS25 Flugzeug.
Das mag sein, aber mein Beispiel war ja transatlantisch und transpazifisch, also über 2000 km und abgesehen davon, dass autonomes fliegen international wohl auf Jahre kommerziell nicht kommen wird. Für kurz und Mittelstrecke mag das anders aussehen, wobei ich auch dafür den Markt für zu klein halte, als dass ein etablierter Hersteller das Machen würde. „Start-ups“, die auf staatliche Subventionen schielen, sehe ich nicht als ernsthafte Anbieter an.
Ich habe übrigens meine Diplomarbeit vor 27 Jahren über Flugdiesel Motoren geschrieben.
 

Flieger

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Obacht! Ein moderner Turbofan hat ein SFC von .55 kg/(daN*h).
... Aber wir sehen: trotzdem liegen beide in etwa auf Augenhöhe. Ja, der Turbofan ballert sehr viel Sprit pro Stunde raus. Aber er fliegt auch schnell (und höher)..
Hi,
passen die angenommenen Gleitzahlen? Beide Konfigurationen brauchen aufgrund der gleichen Gleitzahlen annähernd den gleichen Schub trotz erheblich unterschiedlicher Geschwindigkeiten. Kann das passen?
Gruß
Flieger
 
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m.M.n. passt der Vergleich zwischen TF und Prop nicht, aber Schorsch machte eine erste Einschätzung, die ich sehr hilfreich finde und auch sein Fazit:

Somit, als Fazit, ist ein Prop nicht zwangsläufig in der spezifischen Energie besser als ein Jet. Fokussieren wir auf eine eher kurze Mission (<1000km), dann wird der Prop zusehends besser. Weiterhin wird ein Turbofan geringer Leistung tendenziell höhere SFC aufweisen.
Es geht nicht darum, frische Tulpen, Medikamente oder Reitpferde von Amsterdam nach Peking zu fliegen, sondern um z.B. über 2000 km zeitunkritische Fracht möglichst energieeffizient zu transportieren. So komme ich wieder auf den Vergleich mit Turboprops zurück, nach meiner Vorstellung mit ca. 2 x 1000 kW.

Einen Dieselantrieb zu entwickeln und zu zertifizieren ist angesichts des politischen Trends heute eher "unwahrscheinlich". Aber ist das rein technisch gerechtfertigt? I.V. mit Diesel (vielleicht auch Brennstoffzellen) könnte man mit optimierten Zellendesigns eine enorme Wirkungsgradsteigerung des Gesamtflugzeugs erreichen, wenn die Geschwindigkeit um 20% von z.B. 500 auf 400 km/h sinkt. Man denke an die quadratische Abhängigkeit des Widerstandes von der Fluggeschwindigkeit. Vielleicht könnte man sie gleich auf VMD (minimum Drag) und den Dieselantrieb dazu ausrichten.
Frachtflugzeuge werden nicht für diesen alleinigen Zweck entwickelt: Wenn man aber bedenkt, dass auch heute PAX-Flüge auf Kurzstrecken mit TF oft mit M0,72 statt mit M0,85 stattfinden - warum dann nicht auch für PAXe mit M0,4 statt mit M0,5 (jaaa, ich weis. Markt, unattraktiv).

Die Flugzeuge sähen anders aus. Werbeprospekten für skurrile, alternativ angetriebene Fluggeräte geben einen Vorgeschmack. Dazu gehört: Geringe Flächenbelastung (große Flügel), um mit wenig Energie große Massen zu tragen (back to the roots) und große Flügelstreckung (damit große Spannweiten), um außerdem den induzierten Widerstand zu verringern.
Effizienz- rsp. Nutzlaststeigerung i.V. mit Diesel von 25 bis 50 % könnten unter o.g. Bedingungen schneller verfügbar sein als erprobte Alternativantriebe. Da reden wir nicht um ein neues Design von Propellerblatt oder Brennkammer, die die Effizienz um 3% erhöht.

Es hängt von den marktbedingten Bedürfnissen des Verhältnisses "Zeit/Frachtmasse" ab.

Grüße von einem Träumer
 
Doppelnik

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Dieselmotoren sind bei Flugantrieben sehr zeitgemäß, damit ist Diamond zum zweitgrößten SEP Hersteller geworden und gemäß einer leicht ergooglelbaren Studie zur Marktforschung die ich jetzt nicht habe, ist der Einsatz von Dieselmotoren der größte Marktreiber derzeit.

Zu dem eigentlichen Einsatzzweck:
Dieselmotoren und Turbinen haben mit zunehmender Baugröße einen steigenden Wirkungsgrad, wobei die Kurve bei den Dieselmotoren viel flacher verläuft als bei den Turbinen. Ähnlich verläuft der Wirkungsgrad über der Temperatur, beide funktionieren effizienter bei kalten Temperaturen, allerdings verläuft auch hier die Kurve für Dieselmotoren viel flacher als für Turbinen. Der Wellenwirkungsgrad eines richtig großen Fans im Reiseflug kann 50 % erreichen, bei -56 °C und 10.000 kW Wellenleistung bietet eine Gasturbine eine unschlagbare Kombination aus Leistungsgewicht und Wirkungsgrad, daher wird man diese Anwendungen weder durch Dieselmotoren noch durch Brennstoffzellen ersetzen.

Bei Frachtflugzeugen muss man unterscheiden zwischen den leicht beladenen Paketfliegern welche wahrscheinlich mit relativ gleichmäßiger Beladung geflogen werden und reinen Frachtflugzeugen wie z.B. die An-124, Transall, C-47 (in absteigender Größe sortiert). Die letztgenannten Beispiele fliegen Stückgut welches manchmal die maximale Zuladung erreicht (und manchmal überbietet) und anderemale nur das Volumen ausnutzt, aber kaum Gewicht mit bringt. Bei einer solchen flexiblen Betriebsweise sind Dieselmotoren den Gasturbinen hinsichtlich des Wirkungsgrads weit überlegen, dies gilt umso mehr, je tiefer geflogen wird. Allerdings werden die Treibstoffkosten bei einer An-124 nur einen klein Teil der Charterkosten ausmachen, da zählt das erreichbare Startgewicht sicher mehr als der Verbrauch und mit leichten Turbinen und viel Leistung kann man mehr Sprit zuladen. Bei sehr langen Transportstrecken, hätte man mit Dieselmotoren die Chance das Mehrgewicht durch einen geringen Verbrauch zu kompensieren, aber alleine für die paar Fälle wird niemand vom Pfad des gewohnten abweichen.

Bei einer hypothetischen Nachfolger der C-47 welcher in Alaska, Brasilien, Inselstaaten etc. die Versorgung übernehmen würde, sähe es deutlich anders aus. Hier wäre das Flugzeug viel längere Zeit in der Luft (weil regelmäßig geflogen) und der Einsatz (stark unterschiedliche Streckenlängen, niedrige Flughöhen, relativ niedrige Motorleistung) würde Dieselmotoren deutlich vorteilhafter machen.

Für einen Flugmotor mit ca. 350 PS und Direktantrieb gehe ich von einem Leistungsgewicht von etwa 0,85 kg/kW aus (je nach Bilanzgrenze) mit der doppelten Leistung wären geschätzt 0,7 kg/kW möglich, bei einem Verbrauch von ca. 195 g/kwh (0,32 lb/hp/h)
 
Schorsch

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Hi,
passen die angenommenen Gleitzahlen? Beide Konfigurationen brauchen aufgrund der gleichen Gleitzahlen annähernd den gleichen Schub trotz erheblich unterschiedlicher Geschwindigkeiten. Kann das passen?
Gruß
Flieger
Schub ist mitunter auch so eine Hilfsgröße. Das entscheidende ist eigentlich die Leistung. Gleitzahl ist sowohl bei einem 300kts Turboprop als auch einem M.85 Widebody etwa gleich, wobei der technische Aufwand um dies zu erreichen bei dem Widebody um mindestens eine Größenordnung größer ist. Weiterhin zahlt der Widebody seinen Preis in Form von komplexen Hochauftriebssystemen.

Man denke an die quadratische Abhängigkeit des Widerstandes von der Fluggeschwindigkeit.
Nun, das ist so eine Sache. Klar, physikalisch absolut korrekt.
Der Widerstand berechnet sich mit
Drag = CD * Staudruck * Flügelfläche = CD * .5*Luftdichte * Geschwindigkeit^2 * Flügelfläche
Fliege ich schneller, steigt folgerichtig der Widerstand.
Aber ich muss den Auftrieb betrachten. Dieser steigt genauso.
Das nutzt man aus, indem man höher fliegt, um einen konstanten (optimalen) Auftriebsbeiwert zu haben.

Die Flugzeuge sähen anders aus. Werbeprospekten für skurrile, alternativ angetriebene Fluggeräte geben einen Vorgeschmack. Dazu gehört: Geringe Flächenbelastung (große Flügel), um mit wenig Energie große Massen zu tragen (back to the roots) und große Flügelstreckung (damit große Spannweiten), um außerdem den induzierten Widerstand zu verringern.
Alle heutigen Flugzeuge sind das Ergebnis einer Optimierung unter gewissen Randbedingungen. Mehr Streckung bedeutet Gewicht, geringere Flächenbelastung bedeutet mehr umspülte Oberfläche. Ich empfehle sich mal existente Entwürfe anzuschauen, und dabei auch gerne bis in die 50er Jahre zurück zu gehen. Damals hatte man das eigentlich alles schon verstanden.
 
Doppelnik

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Gleiche Gleitzahl und gleiches Gewicht bedeutet bei halber Geschwindigkeit auch nur halb so viel Leistung (bei identischem Schub). Ich verstehe die Rechnung von Schorsch nicht ganz, aber irgendwo ist da ein Fehler.

Um sparsamer zu fliegen benötigt man viel Flügelfläche im Vergleich zum Rumpfquerschnitt. Flügel an sich haben eine sehr viel höhere Gleitzahl als 1:24 o.Ä. es ist in erster Linie der Rumpf der diese nach unten drückt. Mit einer größeren Flügelfläche und optimalen Anstellwinkel kann man entweder tief und langsam fliegen, oder hoch und schnell. Mit einem Diesel wäre die Kombination tief und langsam für ein Frachtflugzeug sicher sinnvoll, da man hierbei weniger Motorgewicht aufgrund der niedrigeren Leistung hat.
 
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