Triebwerk Drehzahlen Verdichter / Turbine

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  1. #1 Nibbler91, 13.07.2011
    Zuletzt bearbeitet: 13.07.2011
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    Guten Abend zusammen,

    kennt von den ganzen Experten hier vielleicht jemand etwas genauere Drehzahlen von Verdichtern und Turbinen bei Turbofan-Triebwerken?
    Oder noch besser - einen Link zu einer Herstellerseite oder Ähnliches auf der man sowas nachlesen kann.
    Also N1 und N2 beispielsweise. Ist eigentlich auch egal welches Triebwerk.
    Ich hab auf den Seiten von MTU, CFM, Pratt & Whitney, Honeywell, Rolls Royce usw nix gefunden.
    Würd mich sehr über ein paar Infos freuen,

    Gruss, Nibbler
     
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  3. #2 Taliesin, 13.07.2011
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    Die Drehzahl des Fans ist im Allgemeinen begrenzt durch die Schallgeschwindigkeit. Ein Fan mit 3m Durchmesser hätte als maximale Drehzahl dann nach Adam Riese etwa 2000RPM. Die modernen Fans haben aber genau deswegen vorwärts gepfeilte Blattspitzen, die die Überschalleffekte etwas abmildern bzw herauszögern, so dass vielleicht auch 2500RPM drin wären. Bei der Hochdruckwelle sind es im allgemeinen 5-stellige Werte, so 12.-15.000RPM, bei militärischen auch mehr.
     
  4. #3 Nibbler91, 14.07.2011
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    Danke schonmal.
    Mit 2000 - 2500 rpm lag ich dann ja schonmal garnicht so falsch.
    Ich bin schon seit längerer zeit (einfach nur Interesse halber) am rechnen, indem ich mir mit den Fan-Durchmessern (die man ja auf den von mir genannten Herstellerseiten bekommen kann) den Umfang ausrechne und dann eben auch auf eine max. Drehzahl des Fans schliessen kann, die im Unterschallbereich liegt.
    Allerdings hätte ich da halt gerne ein wenig exaktere Zahlen.
    Nicht das mir die Zahlen, die Du genannt hast nicht genau genug sind, aber ich hätte da gerne Zahlen von Herstellern (geht halt um eine Grundsatzdiskussion ;)).

    EDIT: Ich habe z.B. eine Info bekommen nachdem das CFM-56-5 eine N1 - Drehzahl von etwa 5000 rpm haben soll. Bei einem Fan-Durchmesser von knapp über 68 Inch kann ich mir das irgendwie nicht vorstellen.

    Gruss, Nibbler
     
  5. #4 mATRatze, 14.07.2011
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    Trent 900 max fan rpm: 2900
     
  6. #5 Taliesin, 14.07.2011
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    Es kommt drauf an was mit der maximalen Drehzahl gemeint ist. Ist damit 100% gemeint oder ist damit die Redline-Drehzahl bei Triebwerksausfall gemeint, die nie überschritten werden darf?
    Bei einem Fandurchmesser von 2,95m entsprechen 2900RPM an den Blattspitzen etwa Mach 1,35. Bei 68inch oder 1,72m entsprechen 5000RPM auch ziemlich genau Mach 1,35 von daher sollte der Wert stimmen.
     
  7. cool

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    CFM56-5C4 (A340-300)
    N1: 100% = 5300U/min Redline: 104,2%
    N2: 100% = 14460U/min Redline: 105%

    Trent700
    N1: 100% = 3900U/min
    N2: 100% = 7000U/min
    N3: 100% = 10611U/min
    Fandurchmesser: 2474mm

    So auf die schnelle, hätte bei Bedarf auch noch andere Werte, die müsste ich aber erstmal raussuchen.
    "Moderne" Triebwerksschaufeln operieren im transsonischen Bereich (auch die kleineren Kompressorschaufeln), deswegen kann man durchaus auch M>1 liegen.
     
  8. #7 Nibbler91, 14.07.2011
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    Ich bin bei den Werten auch auf knapp über 1600 km/h gekommen. Das hat mich doch etwas verwirrt. Aber wenn die Geschwindigkeit der Schaufelspitzen von modernen Fans durchaus auch mal bei Mach > 1 liegen kann, könnte das ja passen.
    Gemeint war damit in meinem Beispiel nicht Red Line sondern max Take Off Thrust.
    Wie macht man denn das, wenn man die Fans im transonischen Bereich betreiben will - ich dachte immer, das geht nicht. Oder zumindest dachte ich immer, dass sie halt nicht Überschallgeschwindigkeit erreichen dürfen, da dann die Strömung an den Schaufeln abreissen könnte. Oder hab' ich da was falsch verstanden?

    Im übrigen schonmal vielen Dank für die Antworten und die ganzen Werte. Sehr interessant ;).

    Gruß, Nibbler
     
  9. cool

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    Also die Werte vom Trent 700 sind immer auf 100% bezogen, wobei die Redlinelimits anders liegen können: N1=99%, N2=100%, N3=103,3%.

    Im Prinzip nicht. Das Problem an der Überschallströmung ist ja, das hinter dem geraden Verdichterstoß (bei der schlagartig die Geschwindigkeit vom Überschall in Unterschall geht) keine wirkliche Nutzung mehr des Profil möglich ist, weil die Strömung "dahin" ist und sich ablöst.
    "Moderne" Flugzeuge die ziemlich nahe am Überschallbereichbereich fliegen (vornehmlich große Airliner) haben deswegen transonische Flügelprofile bekommen, das fing aber schon beim grundlegend beim A310/B757 an.
    Hierbei sind die Tragflächenprofile so ausgelegt, dass man tatsächlich eine gewollte Überschallströmung auf der Tragflügeloberseite (auf der Unterseite ebenfalls, aber nicht so ausgeprägt) erreicht, das Profil ist aber so gestalltet, dass es zu einer recht gleichmässigen Druckverteilung über das Profil kommt und der Verdichterstoss ziemlich weit hinten liegt und zudem nicht sonderlich groß ausfällt. In der Summe fliegt das Profil schneller und wirtschaftlicher auch mit dem kleinen Verdichterstoß.
    Das Profil ansich zeichnet sich durch eine etwas "komische" Form aus, bei welcher der "höchste" Punkt auf der oberseite ziemlich weit hinten kommt, das Profil ist "backloaded".

    Diese Profile nutzt man ebenfalls in den vorderen Verdichterstufen + Fan von aktuellen Fantriebwerken, hier wird ebenfalls gewollt im Überschallbereich gearbeitet, zwar kommt es am Ende der Schaufel zu einer Ablösung, aber das ist kein Stall im eigentlcihen Sinne (oder was wir darunter verstehen).
    In den hinteren Stufen ist es nicht mehr ganz so kritisch, weil durch die Verdichtung auch die Temperatur steigt und dadurch die örtliche Schallgeschwindigkeit.
     
  10. #9 easaman, 14.07.2011
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    PW4168A A330

    68000 lbs Thrust
    78% Schub durch den Fan, der hat etwa 271m = 107" Durchmesser
    100% N1 = 3600 RPM
    100% N2 = 10450 RPM
     
  11. #10 easaman, 14.07.2011
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    PW4056 747-400

    56000 lbs Max-Thrust
    97" Durchmesser
    100% N1 = 3600 RPM Max = 111,4%
    100% N2 = 9900 RPM Max 105,5%
     
  12. #11 easaman, 14.07.2011
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    CF6-80A2 B767

    Rated Take-off thrust 50,000 Lbs
    Bypass Ratio 4.6 to 1
    Compressor Pressure Ratio 29.0 to1
    EGT Red Line (Max) 940C
    N1 Redline (Max) 117.0%(4,016RPM)
    N2 Redline (Max) 110.5%(10,859RPM)
     
  13. #12 easaman, 14.07.2011
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    GE90-110B

    TO THRUST (BET) 110,760 LB
    BYPASS RATIO 9:1
    FAN CASE DIAMETER 158.7 IN (4.03 M)
    FAN DIAMETER 128.O IN (3.52 M)
     
  14. #13 Taliesin, 14.07.2011
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    Ich glaube, dass man das nicht so direkt vergleichen kann, weil bei Flugzeugen die Unterdruck/Saugseite des Profils entscheidend ist, während bei Verdichtern die Druckseite entscheidend ist. Soweit ich weiss spielen vor allem Verluste durch die Machstöße eine Rolle und weniger Ablösungen. Ablösungen spielen auf der Saugseite eine Rolle, weil sich dadurch der Querschnitt verengt und ein Rotating Stall oder Surge entstehen kann, aber im Allgemeinen hat man nach einem Stoß keine Ablösung auf einer Fanschaufel oder einer Verdichterschaufel. Bei Mach 1,4 hat man mit ziemlicher Sicherheit an der Vorderkante einen Schrägstoß, wenn danach die Strömung abreissen würde, dann wäre das ganze Profil ohne Wirkung und würde keine Arbeit verrichten. Auf der Druckseite kann die Strömung auch gar nicht ablösen, weil der Fan rotiert und die Strömung ständig vor sich her schiebt, wenn sie ablösen würde, dann würde der Fan einfach hinterher wandern und die Strömung läge wieder an.
     
  15. cool

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    Ich schätze das Ergebniss machts, die transonischen Flügelprofile und Verdichterprofile kann man nciht 1 zu 1 vergleichen, aber auch eine Verdichterschaufel hat eine ausgeprägter "Saugseite".
    Der Grundgedanke ist aber derselbe: Ich erhöhe die maximale Strömungsgeschwindigkeit bis hin in transonischen Bereich und nutze das Geschwindigkeitsplus und dessen Auswirkungen zulasten eines leicht erhöhten Widerstands. Eine "harte" Grenze bei M=1 gibt es so nciht mehr.
     
  16. #15 Nibbler91, 15.07.2011
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    Also erstmal sorry, dass ich mich jetzt erst melde - leider ging's nicht ehr.
    Vielen Dank für eure Antworten. Eigentlich hatte ich das Thema gestartet und wollte nur einig Daten wissen. Etwa so, wie sie "easaman" gepostet hat. Vielen Dank dafür. Das sind wirklich sehr aufschlussreiche Werte:TOP:.
    Aber wie das bei mir nunmal so ist komme ich durch die ganzen Erklärungen immer wieder auf neue Fragen. Also hier auch an "Taliesin" und "cool" meinen allerbesten Dank für Eure umfangreichen Erklärungen:TOP:. Sehr viel Stoff und ich hab's mir jetzt einmal durchgelesen.
    Ich werd's mit Sicherheit auch noch ein zweites mal lesen müssen um alles zu verstehen, aber das wird schon. Allerdings treten dann auch hier wie gesagt immer wieder neue Fragen auf.
    Ich hoffe, das nervt jetzt niemanden, wenn ich die einfach mal stelle, auch wenn wir dann etwas vom eigentlichen Thema abweichen:

    @cool: Wenn eine Fanschaufel aerodynamisch geformt ist und vorne mehr oder weniger "spitz" zuläuft, müsste es dann nicht ein Schrägstoß sein, so wie es Taliesin geschrieben hatte?
    Irgendwie hatte ich während der Theorie immer Probleme mit Überschallaerodynamik, also sorry, falls die Fragen etwas doof sind.

    @Taliesin: könntest Du das vielleicht nochmal etwas genauer erklären? Liegt das an der Vorwärtsgeschwindigkeit der Triebwerkes bzw des Flugzeuges?

    So! Ich bin sicher, bei den nächsten Erklärungen tauchen wieder irgendwelche Fragen auf :D - aber schön, dass man hier Antworten bekommt:TOP:

    Gruss, Nibbler
     
  17. cool

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    Wenn die Fanschaufel schon im Überschall läuft, dann müsste es zu einem Schrägstoß kommen. Bei einem Schrägstoß geht man aber von einer Überschallströmung in eine "langsamere" Überschallströmung.
    Eine transonische "Strömung" beinhaltet Unter- wie Überschallbereiche. Letztendlich ist es der Auslegungspunkt der das Profil bzw. dessen Form beeinflusst, ein Fan der komplett im Überschall arbeitet und dafür aber nicht ausgelegt wurde, der arbeitet wenig effizient.
     
  18. #17 Taliesin, 16.07.2011
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    Taliesin Astronaut

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    Die Geometrie hat wenig bis keinen Einfluss auf die Ausbildung des Stoßes. Es kann sich auch vor einer spitzen Geometrie ein gerader, meist abgelöster Stoß ausbilden. Die Stoßgeometrie ist eigentlich immer nur eine Funktion der Strömungsgeschwindigkeit
    Das liegt an der Umdrehungsgeschwindigkeit des Fans. Wenn die Strömung auf der Druckseite ablösen würde, dann müsste sie sich stromauf bewegen um von der Schaufel weg zu kommen, aber die schiebt ständig nach und so liegt die Strömung sofort wieder an. Auf der Saugseite sieht das natürlich ganz anders aus.
    Das gilt aber nur rechtwinklig zur Stoßebene. Nach einem Schrägstoß ist die Geschwindigkeit in Strömungsrichtung im Allgemeinen immer noch im Überschall. Wenn das nicht so wäre, dann gebe es zB auch keine Mehrfachstoßsysteme
     
  19. #18 cancer33, 17.07.2011
    cancer33

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    Moin,

    also die Zuströmung liegt bei diversen Turbofantriebwerken weit im Überschall. Der CFM56-5C erreicht z.B. Ma 1.5 - 1.6. Das ganze gilt natürlich für die Relativgeschwindigkeit, d.h. nur das Blade selbst sieht diese Geschwindigkeit. Das Stoßsystem ist derart ausgebildet, dass es an der Vorderkante wie schon angesprochen zu einem Verdichtungsstoß kommt. Direkt vor der Vorderkante ist dieser Gerade, abeseits davon wird er schrägt. Hinter dem Stoß beschleunigt die Strömung aufgrund der Krümmung der Saugseitenkontur (Prandtl-meyer-Expansion), bis sich erneut ein Verdichtungsstoß einstellt. (i.d.R. ein gerader Stoß). Die Stöße werden explizit zur Druckerhöhung genutzt. Was an dieser Stelle mit Ablösungserscheinungen gemeint ist betrifft die Grenzschicht. Dort, wo der zweite Stoß auf die Grenzschicht am Profil trifft, kommt es aufgrund der Druckerhöhung zu einer stoßinduzierten Ablösung. Diese ist jedoch oft nur lokal und führt zu einem Aufdicken der Grenzschicht, jedoch nicht zu einem versagen der Profilumströmung.

    Bei weiterer Recherche lässt sich, falls Interesse vorhanden, das Triebwerksskript von der Uni Hannover finden, in der diese Phänomene skizziert sind.

    Gruß
     
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    Hallo

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  21. #19 Acanthurus, 18.07.2011
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    Mit anderen Worten:

    man toleriert den infolge der hohen Machzahl unausweichlichen Totaldruckverlust bei der Verdichtung mittels Schrägstößen (ähnlich wie dies bei einem Rampeneinlauf eines Triebwerks im Überschallflug der Fall ist).

    Der Vorteil liegt in der höheren Arbeitsumsetzung (Leistungsdichte) des Verdichters, der Nachteil in einem etwas geringeren Wirkungsgrad - jeweils im Vergleich zu einem deutlich langsamer laufenden Verdichter, der mehr Stufen benötigen würde (und damit aber auch gravierende Wirkungsgradeinbußen, z.b. aufgrund der größeren "benetzten Oberfläche" hätte)

    Je "ausführlicher" das Schrägstoßssystem vor dem senkrechten Stoß ist, desto besser, da damit die Vorstoßmachzahl vor dem abschließenden senkrechten Stoß auf möglichst verlustarmem Wege klein (also nur knapp über 1.0) gemacht wird.
     
  22. #20 Nibbler91, 18.07.2011
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    Ah - ok. Danke für die Antworten. Soweit hab' ich es dann jetzt auch verstanden. Spitze.
    Besten Dank:TOP:
    Man lernt nie aus ;).
    Gruss, Nibbler
     
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Thema: Triebwerk Drehzahlen Verdichter / Turbine
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