Alle Strahltriebwerke sind Reaktionstriebwerke, die Schub erzeugen, indem sie mit relativ hoher Geschwindigkeit einen Flüssigkeitsstrahl nach hinten abgeben. Die Kräfte im Inneren des Motors, die zur Erzeugung dieses Jets erforderlich sind, geben dem Motor einen starken Schub, der das Fahrzeug nach vorne drückt.Strahltriebwerke erzeugen ihren Strahl aus Treibmittel, das in Tanks gelagert wird, die am Motor befestigt sind (wie in einer Rakete), sowie in Kanaltriebwerken (die üblicherweise in Flugzeugen verwendet werden), indem sie eine externe Flüssigkeit (sehr typischerweise Luft) aufnehmen und mit höherer Geschwindigkeit ausstoßen.

Treibdüsebearbeiten

Die Treibdüse ist die Schlüsselkomponente aller Strahltriebwerke, da sie den Abgasstrahl erzeugt. Treibdüsen wandeln Innen- und Druckenergie in kinetische Hochgeschwindigkeitsenergie um. Der Gesamtdruck und die Temperatur ändern sich nicht durch die Düse, aber ihre statischen Werte sinken mit zunehmender Gasgeschwindigkeit.

Die Geschwindigkeit der in die Düse eintretenden Luft ist gering, etwa Mach 0,4, eine Voraussetzung für die Minimierung von Druckverlusten in dem zur Düse führenden Kanal. Die Temperatur, die in die Düse eintritt, kann so niedrig sein wie der Meeresspiegel für eine Lüfterdüse in der kalten Luft in Reiseflughöhen. Sie kann so hoch sein wie die Abgastemperatur von 1000 K bei einem Überschall-Nachverbrennungsmotor oder 2200 K bei Nachverbrennungsmotor. Der Druck, der in die Düse eintritt, kann vom 1,5-fachen des Drucks außerhalb der Düse für einen einstufigen Lüfter bis zum 30-fachen für das schnellste bemannte Flugzeug bei mach 3 + variieren.

Konvergente Düsen können das Gas nur bis zu lokalen Schallbedingungen (Mach 1) beschleunigen. Um hohe Fluggeschwindigkeiten zu erreichen, sind noch größere Abgasgeschwindigkeiten erforderlich, weshalb bei Hochgeschwindigkeitsflugzeugen häufig eine konvergent-divergente Düse verwendet wird.

Der Düsenschub ist am höchsten, wenn der statische Druck des Gases beim Verlassen der Düse den Umgebungswert erreicht. Dies geschieht nur, wenn der Düsenaustrittsbereich der richtige Wert für das Düsendruckverhältnis (npr) ist. Da sich der npr mit der Triebwerksschubeinstellung und der Fluggeschwindigkeit ändert, ist dies selten der Fall. Auch bei Überschallgeschwindigkeiten ist die divergente Fläche geringer als erforderlich, um dem Umgebungsdruck als Kompromiss mit dem externen Körperwiderstand eine vollständige innere Ausdehnung zu verleihen. Whitford nennt die F-16 als Beispiel. Andere unterexpandierte Beispiele waren die XB-70 und SR-71.

Die Düsengröße bestimmt zusammen mit der Fläche der Turbinendüsen den Betriebsdruck des Kompressors.

ThrustEdit

Energieeffizienz in Bezug auf Flugzeuge Strahltriebwerkebearbeiten

Diese Übersicht zeigt, wo Energieverluste in kompletten Triebwerken oder Triebwerksinstallationen von Düsenflugzeugen auftreten.

Ein Strahltriebwerk saugt im Ruhezustand wie auf einem Prüfstand Kraftstoff an und erzeugt Schub. Wie gut es dies tut, hängt davon ab, wie viel Kraftstoff es verbraucht und welche Kraft erforderlich ist, um es zurückzuhalten. Dies ist ein Maß für seine Effizienz. Wenn sich etwas im Motor verschlechtert (bekannt als Leistungsverschlechterung), ist es weniger effizient und dies zeigt sich, wenn der Kraftstoff weniger Schub erzeugt. Wenn eine Änderung an einem internen Teil vorgenommen wird, das einen gleichmäßigeren Durchfluss der Luft / Verbrennungsgase ermöglicht, ist der Motor effizienter und verbraucht weniger Kraftstoff. Eine Standarddefinition wird verwendet, um zu beurteilen, wie verschiedene Dinge den Motorwirkungsgrad verändern, und um Vergleiche zwischen verschiedenen Motoren zu ermöglichen. Diese Definition wird als spezifischer Kraftstoffverbrauch bezeichnet oder als wie viel Kraftstoff benötigt wird, um eine Schubeinheit zu erzeugen. Zum Beispiel wird es für eine bestimmte Motorkonstruktion bekannt sein, dass, wenn einige Unebenheiten in einem Bypasskanal geglättet werden, die Luft sanfter strömen wird, was eine Druckverlustreduzierung von x% und y% weniger Kraftstoff benötigt, um beispielsweise den Startschub zu erhalten. Dieses Verständnis fällt unter die Ingenieurdisziplin Jet Engine Performance. Wie die Effizienz durch die Vorwärtsgeschwindigkeit und die Energieversorgung von Flugzeugsystemen beeinflusst wird, wird später erwähnt.

Der Wirkungsgrad des Motors wird hauptsächlich durch die Betriebsbedingungen innerhalb des Motors gesteuert, die der vom Kompressor erzeugte Druck und die Temperatur der Verbrennungsgase an dem ersten Satz rotierender Turbinenschaufeln sind. Der Druck ist der höchste Luftdruck im Motor. Die Turbinenrotortemperatur ist nicht die höchste im Motor, sondern die höchste, bei der die Energieübertragung stattfindet (höhere Temperaturen treten in der Brennkammer auf). Der obige Druck und die Temperatur sind in einem thermodynamischen Zyklusdiagramm dargestellt.

Der Wirkungsgrad wird weiter dadurch verändert, wie sanft die Luft und die Verbrennungsgase durch den Motor strömen, wie gut die Strömung mit den beweglichen und stationären Kanälen in den Verdichtern und Turbinen ausgerichtet ist (bekannt als Einfallswinkel). Nicht optimale Winkel sowie nicht optimale Durchgangs- und Schaufelformen können eine Verdickung und Trennung von Grenzschichten und die Bildung von Stoßwellen verursachen. Es ist wichtig, den Durchfluss zu verlangsamen (niedrigere Geschwindigkeit bedeutet weniger Druckverluste oder Druckabfall), wenn er durch Kanäle fließt, die die verschiedenen Teile verbinden. Wie gut die einzelnen Komponenten zur Umwandlung von Kraftstoff in Schub beitragen, wird durch Maßnahmen wie Wirkungsgrade für Kompressoren, Turbinen und Brennkammer und Druckverluste für die Kanäle quantifiziert. Diese sind in einem thermodynamischen Kreisdiagramm als Linien dargestellt.

Der Motorwirkungsgrad oder thermische Wirkungsgrad, bekannt als η t h {\displaystyle \eta _{th}}

. ist abhängig von den thermodynamischen Zyklusparametern, Maximaldruck und Temperatur sowie von den Bauteilwirkungsgraden, η c o m p r e s s o r {\displaystyle \eta _{compressor}}

, η c o m b u s t i o n {\displaystyle \eta _{combustion}}

und η t u r b i n e {\displaystyle \eta _{turbine}}

und Kanaldruckverluste.

Der Motor benötigt Druckluft für sich selbst, nur um erfolgreich zu laufen. Diese Luft kommt aus einem eigenen Kompressor und wird als Sekundärluft bezeichnet. Es trägt nicht dazu bei, Schub zu erzeugen, wodurch der Motor weniger effizient wird. Es wird verwendet, um die mechanische Unversehrtheit des Motors zu erhalten, eine Überhitzung der Teile zu verhindern und beispielsweise das Austreten von Öl aus Lagern zu verhindern. Nur ein Teil dieser aus den Kompressoren entnommenen Luft kehrt in den Turbinenstrom zurück, um zur Schuberzeugung beizutragen. Jede Reduzierung der benötigten Menge verbessert den Motorwirkungsgrad. Wiederum ist es für eine bestimmte Motorkonstruktion bekannt, dass ein reduzierter Kühlstrombedarf von x% den spezifischen Kraftstoffverbrauch um y% reduziert. Mit anderen Worten, es wird weniger Kraftstoff benötigt, um beispielsweise Startschub zu geben. Der Motor ist effizienter.

Alle oben genannten Überlegungen sind grundlegend für den Motor, der alleine läuft und gleichzeitig nichts Nützliches tut, d. H. Kein Flugzeug bewegt oder Energie für die elektrischen, hydraulischen und Luftsysteme des Flugzeugs liefert. Im Flugzeug gibt der Motor einen Teil seines schubproduzierenden Potenzials oder Treibstoffs ab, um diese Systeme anzutreiben. Diese Anforderungen, die Installationsverluste verursachen, verringern die Effizienz. Es wird etwas Kraftstoff verwendet, der nicht zum Schub des Motors beiträgt.

Schließlich, wenn das Flugzeug fliegt, enthält der treibende Jet selbst verschwendete kinetische Energie, nachdem er den Motor verlassen hat. Dies wird durch den Term propulsive oder Froude efficiency η p {\displaystyle \eta _{p}}

quantifiziert und kann durch eine Neugestaltung des Triebwerks reduziert werden, um ihm eine Bypassströmung und eine niedrigere Geschwindigkeit für den Treibstrahl zu geben, beispielsweise als Turboprop- oder Turbofan-Triebwerk. Gleichzeitig erhöht sich die Vorwärtsgeschwindigkeit η t h {\displaystyle \eta _{th}}

durch Erhöhung des Gesamtdruckverhältnisses.

Der Gesamtwirkungsgrad des Triebwerks bei Fluggeschwindigkeit ist definiert als η o = η p η t h {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}

.

Das η o {\displaystyle \eta _{o}}

bei Fluggeschwindigkeit hängt davon ab, wie gut der Einlass die Luft komprimiert, bevor sie an die Triebwerkskompressoren übergeben wird. Das Ansaugkompressionsverhältnis, das so hoch wie 32 sein kann:1 bei Mach 3, addiert sich zu dem des Motorkompressors, um das Gesamtdruckverhältnis und η t h {\displaystyle \eta _{th}}

für den thermodynamischen Zyklus zu ergeben. Wie gut es dies tut, wird durch seine Druckrückgewinnung oder das Maß der Verluste im Einlass definiert. Der bemannte Mach 3-Flug hat eine interessante Illustration dafür geliefert, wie diese Verluste in einem Augenblick dramatisch zunehmen können. Die nordamerikanische XB-70 Valkyrie und Lockheed SR-71 Blackbird bei Mach 3 jeder hatte Druckgewinnungen von etwa 0.8, aufgrund relativ geringer Verluste während des Kompressionsvorgangs, d.h. durch Systeme von Mehrfachstößen. Bei einem ‚Unstart‘ würde das effiziente Stoßdämpfersystem durch einen sehr ineffizienten Einzelstoß jenseits des Einlasses und einer Ansaugdruckrückgewinnung von etwa 0,3 und einem entsprechend niedrigen Druckverhältnis ersetzt.

Die Treibdüse bei Geschwindigkeiten oberhalb von etwa Mach 2 hat normalerweise zusätzliche interne Schubverluste, da die Austrittsfläche als Kompromiss mit dem externen Nachlaufwiderstand nicht groß genug ist.

Obwohl ein Bypass-Motor die Antriebseffizienz verbessert, verursacht er im Motor selbst eigene Verluste. Maschinen müssen hinzugefügt werden, um Energie vom Gasgenerator in einen Bypass-Luftstrom zu übertragen. Der geringe Verlust durch die Treibdüse eines Turbostrahls wird durch zusätzliche Verluste aufgrund von Ineffizienzen in der hinzugefügten Turbine und im Ventilator ergänzt. Diese können in einer Transmissions- oder Transfereffizienz η T {\displaystyle \eta _{T}}

enthalten sein. Diese Verluste werden jedoch durch die Verbesserung der Antriebseffizienz mehr als wettgemacht. Es gibt auch zusätzliche Druckverluste im Bypasskanal und eine zusätzliche Treibdüse.

Mit dem Aufkommen von Turbofans mit ihrer verlustbringenden Maschinerie wurde das, was im Inneren des Motors vor sich geht, von Bennett beispielsweise zwischen Gasgenerator und Transfermaschine getrennt. η o = η p η t h η T {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta _{T}}

.

Abhängigkeit der Antriebseffizienz (η) vom Verhältnis Fahrzeuggeschwindigkeit / Abgasgeschwindigkeit (v/ ve) für luftatmende Strahl- und Raketentriebwerke.

Die Energieeffizienz ( η o {\displaystyle \eta _{o}}

) von in Fahrzeugen verbauten Strahltriebwerken hat zwei Hauptkomponenten:

• Antriebseffizienz ( η p {\displaystyle \eta _{p}}
  

  ): wie viel von der Energie des Strahls landet in der Fahrzeugkarosserie, anstatt als kinetische Energie des Strahls weggetragen.

• Zykluseffizienz ( η t h {\displaystyle \eta _{th}}
  

  ): Wie effizient kann das Triebwerk den Strahl beschleunigen

Auch wenn die Gesamtenergieeffizienz η o {\displaystyle \eta _{o}}

ist: η o = η p η t h {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}

Bei allen Strahltriebwerken ist der Vortriebswirkungsgrad am höchsten, da sich die Abgasstrahlgeschwindigkeit der Fahrzeuggeschwindigkeit nähert, da dies die kleinste kinetische Restenergie ergibt. Für einen Luftatmungsmotor ergibt eine Abgasgeschwindigkeit gleich der Fahrzeuggeschwindigkeit oder ein η p {\displaystyle \eta _{p}}

gleich eins Null Schub ohne Nettoimpulsänderung. Die Formel für luftatmende Motoren, die sich mit der Geschwindigkeit v {\displaystyle v}

mit einer Abgasgeschwindigkeit v e {\displaystyle v_{e}}

bewegen und den Kraftstofffluss vernachlässigen, lautet: η p = 2 1 + v e v {\displaystyle \eta _{p}={ \frac {2}{1+{\frac {v_{e}}{v}}}}}

Und für eine Rakete:

η p = 2 ( v v e ) 1 + (v v e ) 2 {\displaystyle \eta _{p}={\frac {2\,({\frac {v}{v_{e}}})}{1+({\ frac {v}{v_{e}}})^{2}}}}

Neben der Antriebseffizienz ist ein weiterer Faktor die Zykluseffizienz; Ein Strahltriebwerk ist eine Form der Wärmekraftmaschine. Der Wirkungsgrad der Wärmekraftmaschine wird durch das Verhältnis der im Motor erreichten zu den an der Düse verbrauchten Temperaturen bestimmt. Dies hat sich im Laufe der Zeit ständig verbessert, da neue Materialien eingeführt wurden, um höhere maximale Zyklustemperaturen zu ermöglichen. Zum Beispiel wurden Verbundwerkstoffe, die Metalle mit Keramik kombinieren, für HP-Turbinenschaufeln entwickelt, die bei der maximalen Zyklustemperatur laufen. Der Wirkungsgrad wird auch durch das erreichbare Gesamtdruckverhältnis begrenzt. Die Zykluseffizienz ist bei Raketentriebwerken am höchsten (~ 60+%), da sie extrem hohe Verbrennungstemperaturen erreichen können. Die Zykluseffizienz in Turbojet und ähnlichem liegt aufgrund der viel niedrigeren Spitzenzyklustemperaturen nahe bei 30%.

Typischer Verbrennungswirkungsgrad einer Fluggasturbine über den Betriebsbereich.

Typische Verbrennungsstabilitätsgrenzen einer Fluggasturbine.

Die Verbrennungseffizienz der meisten Flugzeuggasturbinentriebwerke bei Startbedingungen auf Meeresspiegelist fast 100%. Es verringert sich nichtlinear auf 98% in der Höhe Kreuzfahrt Bedingungen. Das Luft-Kraftstoff-Verhältnis reicht von 50: 1 bis 130: 1. Für jede Art von Brennkammer gibt es eine reiche und schwache Grenze für das Luft-Kraftstoff-Verhältnis, ab der die Flamme erlischt. Der Bereich des Luft-Kraftstoff-Verhältnisses zwischen den reichen und schwachen Grenzen wird mit zunehmender Luftgeschwindigkeit verringert. Wenn der zunehmende Luftmassenstrom das Kraftstoffverhältnis unter einen bestimmten Wert reduziert, tritt Flammenlöschung auf.

Spezifischer Impuls als Funktion der Geschwindigkeit für verschiedene Strahltypen mit Kerosinkraftstoff (Wasserstoff-Isp wäre etwa doppelt so hoch). Obwohl die Effizienz mit der Geschwindigkeit sinkt, werden größere Entfernungen zurückgelegt. Die Effizienz pro Entfernungseinheit (pro km oder Meile) ist für Düsentriebwerke als Gruppe ungefähr unabhängig von der Geschwindigkeit; Flugzeugzellen werden jedoch bei Überschallgeschwindigkeiten ineffizient.

Verbrauch von Treibstoff oder Treibstoffbearbeiten

Ein eng verwandtes (aber anderes) Konzept zur Energieeffizienz ist die Verbrauchsrate der Treibstoffmasse. Der Treibstoffverbrauch in Düsentriebwerken wird anhand des spezifischen Kraftstoffverbrauchs, des spezifischen Impulses oder der effektiven Abgasgeschwindigkeit gemessen. Sie messen alle das Gleiche. Der spezifische Impuls und die effektive Abgasgeschwindigkeit sind streng proportional, während der spezifische Kraftstoffverbrauch umgekehrt proportional zu den anderen ist.

Für luftatmende Triebwerke wie Turbojets sind Energieeffizienz und Treibstoffeffizienz (Kraftstoffeffizienz) weitgehend gleich, da das Treibmittel ein Kraftstoff und die Energiequelle ist. In der Raketentechnik ist das Treibmittel auch der Auspuff, und dies bedeutet, dass ein hochenergetisches Treibmittel eine bessere Treibmitteleffizienz ergibt, aber in einigen Fällen tatsächlich eine geringere Energieeffizienz ergeben kann.

In der Tabelle (direkt unten) ist zu sehen, dass die Unterschall-Turbofans wie der CF6-Turbofan von General Electric viel weniger Kraftstoff verbrauchen, um Schub für eine Sekunde zu erzeugen, als der Rolls-Royce / Snecma Olympus 593-Turbojet der Concorde. Da Energie jedoch Kraft mal Entfernung ist und die Entfernung pro Sekunde für die Concorde größer war, war die tatsächliche Leistung, die der Motor für die gleiche Kraftstoffmenge erzeugte, für die Concorde bei Mach 2 höher als für die CF6. So waren die Motoren der Concorde effizienter in Bezug auf Energie pro Meile.

Schub-Gewichts-Verhältnissedit

Das Schub-Gewichts-Verhältnis von Strahltriebwerken mit ähnlichen Konfigurationen variiert mit Skala, ist aber meist eine Funktion der Motorenbautechnik. Je leichter der Motor ist, desto besser ist das Schub-Gewicht, desto weniger Kraftstoff wird verwendet, um den Luftwiderstand aufgrund des Auftriebs auszugleichen, der zum Tragen des Motorgewichts erforderlich ist, oder um die Masse des Motors zu beschleunigen.Wie in der folgenden Tabelle zu sehen ist, erreichen Raketentriebwerke im Allgemeinen viel höhere Schub-Gewichts-Verhältnisse als Kanaltriebwerke wie Turbojet- und Turbofan-Triebwerke. Dies liegt vor allem daran, dass Raketen fast überall dichte flüssige oder feste Reaktionsmasse verwenden, die ein viel kleineres Volumen ergibt und daher das Druckbeaufschlagungssystem, das die Düse versorgt, bei gleicher Leistung viel kleiner und leichter ist. Kanalmotoren müssen mit Luft umgehen, die zwei bis drei Größenordnungen weniger dicht ist, und dies führt zu Drücken über viel größere Flächen, was wiederum dazu führt, dass mehr technische Materialien benötigt werden, um den Motor zusammenzuhalten und für den Luftkompressor.

Vergleich der Typenbearbeiten

Vergleich der Antriebseffizienz für verschiedene turbinentriebwerkskonfigurationen

Propellertriebwerke handhaben größere Luftmassenströme und geben ihnen eine geringere Beschleunigung als Strahltriebwerke. Da der Anstieg der Luftgeschwindigkeit gering ist, ist bei hohen Fluggeschwindigkeiten der für propellergetriebene Flugzeuge verfügbare Schub gering. Bei niedrigen Drehzahlen profitieren diese Motoren jedoch von einem relativ hohen Antriebswirkungsgrad.Auf der anderen Seite beschleunigen Turbojets einen viel kleineren Massenstrom von Ansaugluft und verbranntem Kraftstoff, aber sie lehnen ihn dann mit sehr hoher Geschwindigkeit ab. Wenn eine De Laval-Düse verwendet wird, um ein heißes Motorabgas zu beschleunigen, kann die Austrittsgeschwindigkeit lokal überschall sein. Turbojets eignen sich besonders für Flugzeuge mit sehr hohen Geschwindigkeiten.

Turboventilatoren haben ein gemischtes Abgas, das aus der Bypassluft und dem heißen Verbrennungsproduktgas des Kerntriebwerks besteht. Die Luftmenge, die das Kerntriebwerk umgeht, im Vergleich zu der Menge, die in das Triebwerk strömt, bestimmt das sogenannte Bypass-Verhältnis (BPR) eines Turbofans.Während ein Turbostrahltriebwerk die gesamte Leistung des Triebwerks nutzt, um Schub in Form eines heißen Hochgeschwindigkeits-Abgasstrahls zu erzeugen, liefert die kühle Bypassluft mit niedriger Geschwindigkeit eines Turbofans zwischen 30% und 70% des gesamten von einem Turbofan-System erzeugten Schubs.

Der von einem Turbofan erzeugte Nettoschub (FN) kann auch als:{\displaystyle F_{N}={\Punkt {m}}_{e}v_{e}−{\Punkt {m}}_{a}v_{a}+BPR\,({\Punkt {m}}_{c}v_{f})}

wobei:

Raketentriebwerke haben extrem hohe Abgasgeschwindigkeit und damit bestens geeignet für hohe Geschwindigkeiten (Hyperschall) und große Höhen. Bei jeder gegebenen Drosselklappe verbessert sich der Schub und die Effizienz eines Raketenmotors mit zunehmender Höhe geringfügig (weil der Gegendruck sinkt und somit der Nettoschub an der Düsenaustrittsebene zunimmt), wohingegen bei einem Turbojet (oder Turbofan) die fallende Dichte der in den Einlass eintretenden Luft (und der heißen Gase, die die Düse verlassen) bewirkt, dass der Nettoschub mit zunehmender Höhe abnimmt. Raketentriebwerke sind effizienter als Scramjets über Mach 15.

Höhe und Geschwindigkeitbearbeiten

Mit Ausnahme von Scramjets können Düsentriebwerke, denen ihre Einlasssysteme entzogen sind, nur Luft mit etwa halber Schallgeschwindigkeit aufnehmen. Die Aufgabe des Einlasssystems für transonische und Überschallflugzeuge besteht darin, die Luft zu verlangsamen und einen Teil der Kompression durchzuführen.

Die Grenze der maximalen Höhe für Motoren wird durch die Entflammbarkeit festgelegt – in sehr großen Höhen wird die Luft zu dünn, um zu brennen, oder nach der Kompression zu heiß. Für Turbostrahltriebwerke scheinen Höhen von etwa 40 km möglich zu sein, während für Staustrahltriebwerke 55 km erreichbar sein können. Scramjets können theoretisch 75 km schaffen. Raketentriebwerke haben natürlich keine Obergrenze.

In bescheideneren Höhen komprimiert das schnellere Fliegen die Luft an der Vorderseite des Motors, was die Luft stark erwärmt. Die obere Grenze wird normalerweise als etwa Mach 5-8 angesehen, da oberhalb von etwa Mach 5,5 der atmosphärische Stickstoff aufgrund der hohen Temperaturen am Einlass zur Reaktion neigt und dies erhebliche Energie verbraucht. Die Ausnahme bilden Scramjets, die möglicherweise etwa Mach 15 oder mehr erreichen können, da sie eine Verlangsamung der Luft vermeiden, und Raketen haben wiederum keine besondere Geschwindigkeitsbegrenzung.

NoiseEdit

Der Lärm, der von einem Strahltriebwerk ausgeht, hat viele Quellen. Dazu gehören bei Gasturbinentriebwerken das Gebläse, der Verdichter, die Brennkammer, die Turbine und der/die Treibstrahl(e).

Der Treibstrahl erzeugt Strahlgeräusche, die durch die heftige Vermischung des Hochgeschwindigkeitsstrahls mit der Umgebungsluft verursacht werden. Im Unterschallfall wird das Rauschen durch Wirbel und im Überschallfall durch Mach-Wellen erzeugt. Die Schallleistung, die von einem Strahl abgestrahlt wird, variiert mit der Strahlgeschwindigkeit, die für Geschwindigkeiten von bis zu 2.000 ft / s auf die achte Potenz angehoben wird, und variiert mit der Geschwindigkeit, die über 2.000 ft / s gewürfelt wird. Somit sind die Abgasstrahlen mit niedrigerer Geschwindigkeit, die von Triebwerken wie High-Bypass-Turbofans emittiert werden, am leisesten, während die schnellsten Jets, wie Raketen, Turbojets und Ramjets, am lautesten sind. Bei Verkehrsflugzeugen hat sich das Strahlgeräusch vom Turbojet über Bypass-Triebwerke zu Turbofans infolge einer fortschreitenden Verringerung der Treibstrahlgeschwindigkeiten verringert. Zum Beispiel hat der JT8D, ein Bypass-Motor, eine Strahlgeschwindigkeit von 1450 ft / sec, während der JT9D, ein Turbofan, Strahlgeschwindigkeiten von 885 ft / sec (kalt) und 1190 ft / sec (heiß) hat.

Das Aufkommen des Turbofans ersetzte das sehr markante Strahlgeräusch durch ein anderes Geräusch, das als „Buzz Saw“ -Geräusch bekannt ist. Der Ursprung sind die Stoßwellen, die bei Startschub von den Überschallventilatorflügeln ausgehen.

Kühlungbearbeiten

Eine ausreichende Wärmeübertragung von den Arbeitsteilen des Strahltriebwerks ist entscheidend für die Aufrechterhaltung der Festigkeit der Triebwerksmaterialien und die Gewährleistung einer langen Lebensdauer des Triebwerks.

Nach 2016 wird an der Entwicklung von Transpirationskühltechniken für Strahltriebwerkskomponenten geforscht.