Triebwerk Drehzahlen Verdichter / Turbine

Diskutiere Triebwerk Drehzahlen Verdichter / Turbine im Luftfahrzeugtechnik u. Ausrüstung Forum im Bereich Grundlagen, Navigation u. Technik; Guten Abend zusammen, kennt von den ganzen Experten hier vielleicht jemand etwas genauere Drehzahlen von Verdichtern und Turbinen bei...

Nibbler91

Berufspilot
Dabei seit
28.01.2010
Beiträge
61
Zustimmungen
0
Ort
Deutschland
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
 
Zuletzt bearbeitet:
Taliesin

Taliesin

Astronaut
Dabei seit
13.07.2008
Beiträge
2.585
Zustimmungen
896
Ort
Nürnberg
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.
 

Nibbler91

Berufspilot
Dabei seit
28.01.2010
Beiträge
61
Zustimmungen
0
Ort
Deutschland
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
 
Taliesin

Taliesin

Astronaut
Dabei seit
13.07.2008
Beiträge
2.585
Zustimmungen
896
Ort
Nürnberg
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.
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.
 
cool

cool

Space Cadet
Dabei seit
27.01.2005
Beiträge
1.105
Zustimmungen
591
Ort
EDDF
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.
 

Nibbler91

Berufspilot
Dabei seit
28.01.2010
Beiträge
61
Zustimmungen
0
Ort
Deutschland
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
 
cool

cool

Space Cadet
Dabei seit
27.01.2005
Beiträge
1.105
Zustimmungen
591
Ort
EDDF
Also die Werte vom Trent 700 sind immer auf 100% bezogen, wobei die Redlinelimits anders liegen können: N1=99%, N2=100%, N3=103,3%.

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 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.
 

easaman

Berufspilot
Dabei seit
11.05.2010
Beiträge
65
Zustimmungen
4
Ort
EDDF Büttelborn
PW4168A A330

68000 lbs Thrust
78% Schub durch den Fan, der hat etwa 271m = 107" Durchmesser
100% N1 = 3600 RPM
100% N2 = 10450 RPM
 

easaman

Berufspilot
Dabei seit
11.05.2010
Beiträge
65
Zustimmungen
4
Ort
EDDF Büttelborn
PW4056 747-400

56000 lbs Max-Thrust
97" Durchmesser
100% N1 = 3600 RPM Max = 111,4%
100% N2 = 9900 RPM Max 105,5%
 

easaman

Berufspilot
Dabei seit
11.05.2010
Beiträge
65
Zustimmungen
4
Ort
EDDF Büttelborn
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)
 

easaman

Berufspilot
Dabei seit
11.05.2010
Beiträge
65
Zustimmungen
4
Ort
EDDF Büttelborn
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)
 
Taliesin

Taliesin

Astronaut
Dabei seit
13.07.2008
Beiträge
2.585
Zustimmungen
896
Ort
Nürnberg
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.
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.
 
cool

cool

Space Cadet
Dabei seit
27.01.2005
Beiträge
1.105
Zustimmungen
591
Ort
EDDF
weil bei Flugzeugen die Unterdruck/Saugseite des Profils entscheidend ist, während bei Verdichtern die Druckseite entscheidend ist.
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.
 

Nibbler91

Berufspilot
Dabei seit
28.01.2010
Beiträge
61
Zustimmungen
0
Ort
Deutschland
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:

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.
@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.

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.
@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
 
cool

cool

Space Cadet
Dabei seit
27.01.2005
Beiträge
1.105
Zustimmungen
591
Ort
EDDF
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?
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.
 
Taliesin

Taliesin

Astronaut
Dabei seit
13.07.2008
Beiträge
2.585
Zustimmungen
896
Ort
Nürnberg
@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?
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
@Taliesin: könntest Du das vielleicht nochmal etwas genauer erklären? Liegt das an der Vorwärtsgeschwindigkeit der Triebwerkes bzw des Flugzeuges?
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.
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.
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
 
cancer33

cancer33

Flieger-Ass
Dabei seit
15.09.2007
Beiträge
316
Zustimmungen
62
Ort
Schlaubetal
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
 

Acanthurus

Testpilot
Dabei seit
19.07.2005
Beiträge
689
Zustimmungen
259
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.
 

Nibbler91

Berufspilot
Dabei seit
28.01.2010
Beiträge
61
Zustimmungen
0
Ort
Deutschland
Ah - ok. Danke für die Antworten. Soweit hab' ich es dann jetzt auch verstanden. Spitze.
Besten Dank:TOP:
Man lernt nie aus ;).
Gruss, Nibbler
 
Thema:

Triebwerk Drehzahlen Verdichter / Turbine

Triebwerk Drehzahlen Verdichter / Turbine - Ähnliche Themen

  • Doppelter Triebwerksausfall CH-53 G

    Doppelter Triebwerksausfall CH-53 G: Am 25.10.87 erfolgte mit der 84+23 (aus Mendig) eine fliegerische Glanzleistung: Notlandung mit doppeltem Triebwerksausfall und 35 PX an Bord...
  • 21.11.2019: Boeing 777 mit brennendem Triebwerk muss in Los Angeles notlanden

    21.11.2019: Boeing 777 mit brennendem Triebwerk muss in Los Angeles notlanden: Bericht bei Spiegel Online AVHerald Philippine Airlines Boeing 777-300 from Los Angeles,CA (USA) to Manila (Philippines) [...] in the initial...
  • Formel für Turbofan-Strahlentriebwerk

    Formel für Turbofan-Strahlentriebwerk: Hallo, ich schreibe Aktuell an meiner Facharbeit in Physik dabei Arbeite ich mit dem Beispiel A380! Meine Frage ist : Wie berechen ich die...
  • Unterschiede Triebwerk F-16: Anzahl "Panels"?

    Unterschiede Triebwerk F-16: Anzahl "Panels"?: Ist es korrekt, daß die F-110 Triebwerke breitere und somit weniger "Panele" um die Schubdüse haben als die F-100 Triebwerke (schmäler -> mehr...
  • Position der Triebwerke und Schubrichtung

    Position der Triebwerke und Schubrichtung: Hallo, dies ist mein erstes Thema in diesem Forum! Wenn es um die Aerodynamik von Flugzeugen geht, lese ich ständig im Internet von den 4...
  • Ähnliche Themen

    • Doppelter Triebwerksausfall CH-53 G

      Doppelter Triebwerksausfall CH-53 G: Am 25.10.87 erfolgte mit der 84+23 (aus Mendig) eine fliegerische Glanzleistung: Notlandung mit doppeltem Triebwerksausfall und 35 PX an Bord...
    • 21.11.2019: Boeing 777 mit brennendem Triebwerk muss in Los Angeles notlanden

      21.11.2019: Boeing 777 mit brennendem Triebwerk muss in Los Angeles notlanden: Bericht bei Spiegel Online AVHerald Philippine Airlines Boeing 777-300 from Los Angeles,CA (USA) to Manila (Philippines) [...] in the initial...
    • Formel für Turbofan-Strahlentriebwerk

      Formel für Turbofan-Strahlentriebwerk: Hallo, ich schreibe Aktuell an meiner Facharbeit in Physik dabei Arbeite ich mit dem Beispiel A380! Meine Frage ist : Wie berechen ich die...
    • Unterschiede Triebwerk F-16: Anzahl "Panels"?

      Unterschiede Triebwerk F-16: Anzahl "Panels"?: Ist es korrekt, daß die F-110 Triebwerke breitere und somit weniger "Panele" um die Schubdüse haben als die F-100 Triebwerke (schmäler -> mehr...
    • Position der Triebwerke und Schubrichtung

      Position der Triebwerke und Schubrichtung: Hallo, dies ist mein erstes Thema in diesem Forum! Wenn es um die Aerodynamik von Flugzeugen geht, lese ich ständig im Internet von den 4...

    Sucheingaben

    flugzeugturbine drehzahl

    ,

    drehzahl flugzeugturbine

    ,

    drehzahl turbine

    ,
    drehzahl einer flugzeugturbine
    , trent 900 drehzahl, drehzahl mantelstromtriebwerk, mantelstromtriebwerk drehzahl, drehzahl triebwerk a380, drehzahl triebwerk, flugzeugturbine umdrehungen pro minute, drehzahl fan triebwerk, Flugzeug Turbine umdrehungen, flugzeugtriebwerk drehzahl, düsentriebwerk drehzahl, triebwerk drehzahl, Triebwerk Hochdruckwelle Drehzahl, drehzahl flugzeugtriebwerk, umdrehungen pro minute turbine, drehzahl strahltriebwerk, drehzahl von flugzeugturbinen, turbine drehzahl, flugzeugturbine umdrehungszahl, drehzahl turbine flugzeug, umdrehungen triebwerk, turbofan triebwerk
    Oben