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Rolls-Royce Avon: Verwendung in Canberra, Hawker Hunter und BAC Lightning u.a.

Rolls-Royce Avon

Beschreibung:

Die hier gezeigte Version Avon R.A.3-101 hat einen Schub von 29 kN.

  • Länge: 2,59 m
  • Durchmesser: 1,07 m
  • Gewicht: 1.016 kg

Genutzt wird das Triebwerk RA.3 in den Mustern English Electric Canberra, Saab Draken, Hawker Hunter und English Electric (BAC) “Lightning” u.a.

Das Rolls-Royce Avon ist eine axial durchströmte Einwellen-Turbojet-Flugzeugturbine des britischen Herstellers Rolls-Royce. Das Triebwerk wurde in einer großen Zahl verschiedenen Varianten hergestellt und insbesondere in britischen Flugzeugen verwendet. Dazu kam eine Anzahl von Lizenzfertigungen. Bis 1959 konnten bereits 6600 Triebwerke geliefert werden.

Das Avon war das erste Axialtriebwerk britischer Fertigung. Neben der militärischen Anwendung in Kampfflugzeugen wurden auch die De Havilland DH 106 Comet und die Sud Aviation Caravelle mit diesem Triebwerk ausgestattet. Die zivile Verwendung wurde jedoch trotz stetiger Weiterentwicklung in den 50er Jahren bald darauf eingestellt, als leistungsfähigere und ökonomischere Turbofan-Triebwerke verfügbar wurden.

Auf dem militärischen Sektor blieb das Rolls-Rolls Avon wesentlich länger im Einsatz. Bis 1974 wurde die Produktion des Triebwerks für den Einsatz in der Luftfahrt aufrecht erhalten, und über 11000 Triebwerke wurden gefertigt. Bei der britischen Luftwaffe wurden die English Electric Canberra im aktiven Einsatz erst am 31. Juli 2006 ausgemustert. Als Industrieturbine wird das Avon weiterhin produziert.

Ausführliche Darstellung der einzelnen Versionen und geschichtliche Entwicklung:

Entwicklung
Die ersten Versuche zur Ablösung der Turbinen mit radialem Verdichter wie der Rolls-Royce Nene begannen 1945, nachdem Alan Arnold Griffith noch vor dem Ende des zweiten Weltkrieges den Vorschlag machte ein fortschrittliches Axialtriebwerk zu entwerfen. Ursprünglich plante man ein großes Triebwerk mit 13000 lbf Schub, das in den Rumpf eines Kampfflugzeuges integriert werden sollte um die aerodynamische Güte der Tragflächen nicht durch Triebwerksanbauten zu stören. Weitere Untersuchungen zeigten jedoch, das der Rumpfeinbau auch Nachteile hatte.

Rolls-Royce A.J.65
Nachdem eine Meteor den Geschwindigkeitsweltrekord errang ging man davon aus, das die Störungen durch Triebwerksgondeln vernachlässigbar waren. Man teilte also den Schubbedarf in zwei Einheiten auf. Der ohne Regierungsauftrag begonnene erste Entwurf des Avon mit einem projektiertem Schub von 6500 lbf wurde mit A.J.65 für Axial Jet, 6,500 lbf bezeichnet und war von Anfang an für die English Electric Canberra vorgesehen. Dieser Prototyp diente als auch Grundlage für die Spezifikationen der späteren Handley Page H.P.80. Einige Konstruktionsdetails, wie etwa die Ankopplung der Turbine an den Verdichter und die Anordnung der acht Brennkammern wurden von der Rolls-Royce Nene übernommen. Die Entwurfsarbeiten wurden am 19. September 1945 aufgenommen. Diese erste Konstruktion wies einen zwölfstufigen Verdichter auf. Die Verdichterscheiben, welche die Rotorschaufeln trugen, wurden so mit der Welle verbunden, das auch ein Materialkriechen der Scheiben nicht zu einer Unwucht führte. Das gesamte Verdichterensemble wurde durch eine Mutter vorgespannt, was sie Steifigkeit und die Resonanzfrequenz erhöhte. Die Statorschaufeln der ersten neun Stufen bestanden aus Aluminium und die der letzten drei Stufen aus einer Aluminiumbronze, die hitzebeständiger war. Das Verdichtergehäuse war zweiteilig in Sandguss aus einer Aluminiumlegierung hergestellt und trug an seiner Außenseite Versteifungsrippen. Zwei Satz von Abblasventilen wurden jeweils zwischen die 4/5, 6/7 und 8/9 Verdichterstufe eingebaut. Der Lufteinlauf bestand aus Magnesium und der zentrale Einlaufkonus wurde von sechs Streben gehalten. An den Verdichter schloss sich ein ebenfalls in Sandguss hergestelltes Aluminiumgehäuse an, das den Gasfluss zu den von Lucas gefertigten Brennkammern lenkte, das hintere Verdichterlager und gleichzeitig die Wellen für die Hilfsantriebe trug, die von der Verdichterwelle angetrieben wurden. Um eine steife Verbindung zwischen diesem Aluminiumgehäuse und dem Turbinengehäuse zu bekommen wurden Aluminiumgussteile von der Form einer Milchkanne hergestellt, über denen die Brennkammern lagen. Die Turbine war einstufig und wies aufgrund des Leistungsbedarfs des Verdichters einen großen Durchmesser auf. Um die Axialkräfte zwischen der großen Turbinenscheibe und dem Verdichter zu begrenzen wurde ein Kolben eingepasst und mit Zapfluft beaufschlagt um so die Welle entlastete. Sie mit einem Kugelgelenk, das die axialen Kräfte übertrug, und einer Zahnhülse, welche das Drehmoment der Turbine weiterleitete, mit der Verdichterwelle verbunden. Die Turbinenschaufeln bestanden aus geschmiedetem Nimonic. Um das Materialkriechen einzuschränken wurde die Turbinenscheibe durch Überdrehzahl um etwa 0,5 mm gereckt und anschließend fertigbearbeitet. Es wurden vier Versuchstriebwerke gefertigt, von denen das erste im Werk Barnoldswick am 25. März 1947 erstmals für zwei Stunden auf einem Versuchsstand lief.

Rolls-Royce Avon RA.1
Das Ministry of Supply erteilte daraufhin einen Entwicklungsauftrag, woraufhin das Triebwerk offiziell als Rolls-Royce Avon RA.1 bezeichnet wurde. Das Triebwerk zeigte jedoch verschiedene Probleme, als deren Quelle der Verdichter lokalisiert werden konnte. Es folgten langwierige Versuche und verschiedene Versuchsmuster, bis die Verdichterprobleme weitestgehend ausgeräumt werden konnten. Zunächst wurde eine um die 3. und 4. Verdichterstufe beraubte Version 25 Stunden zufriedenstellend auf dem Prüfstand betrieben. Schließlich lief auch ein Triebwerk mit nur noch 8 Verdichterstufen. Es wurde daraufhin beschlossen eine Zwischenlösung zu fertigen, die eine verringerten Massefluss besaß.

Rolls-Royce Avon RA.2
Aus dem RA.1 wurde die mit einem 12-stufigen Verdichter ausgerüstete RA.2 entwickelt, deren Verdichterscheibendurchmesser vergrößert wurde und nur noch für einen Schub von 6000 lbs ausgelegt war. Ein weiteres wesentliches neues Konstruktionsmerkmal waren die verstellbaren Einlass-Leitschaufeln, durch die man den Luftzufluss zur ersten Stufe besser kontrollieren konnte. Mit dieser Konstruktion wurden auch die bereits gefertigten RA.1 ausgerüstet. Des weiteren wurden Abblasventile beim RA.2 überarbeitet. Insgesamt kam man so zu einem akzeptablen Triebwerk, auch wenn die ursprünglichen Auslegungsziele zunächst nicht erreicht werden konnten. Bereits im Januar 1948 liefen die ersten RA.2 auf den Testständen und bereits im März 1945 konnte ein 25 Stundenlauf erfolgreich abgeschlossen werden. Im Juni 1948 wurden die Konstruktionsarbeiten von Barnoldswick nach Derby verlagert, wo auch die Produktion stattfinden sollte. Am 15. August 1948 startete erstmals eine Avro 691 Lancastrian (Kennung VM732) mit zwei Avon RA.2 als Antrieb in Positionen an den äußeren Flügeln. Im Monat darauf wurde diese Lancastrian in Farnborough der Öffentlichkeit vorgestellt und erregte als erstes Axialtriebwerk in Großbritannien großes Aufsehen. Diese Version diente dann auch als Antrieb des Prototyps der Short Sperrin. Im Oktober wurde erstmals ein 150 Stunden Testlauf erfolgreich absolviert. Die Versuche zur Leistungssteigerung gingen weiter und bis August 1949 konnte auch mit dem ursprünglichen RA.1 ein 150 Stunden Testlauf bei Volllast von 6500 lbs Schub absolviert werden.

Trotz allem gab es immer wieder Probleme mit dem Verdichter. Insbesondere kam es zu Schaufelbrüchen an den Befestigung in der ersten Stufe. Es wurden umfangreiche Versuche unternommen und die Rotorblattaufnahme mehrfach geändert. Schließlich konnte mit einer Blattaufnahme in einer Bronzebüchse die Schaufelbrüche beseitigt werden. Mit Steigerung der möglichen Laufleistung brachen jetzt allerdings Schaufeln der dahinterliegenden Stufen, die dann ebenfalls auf die Befestigungsart umgerüstet wurden. Zusätzlich wurden sie mit geringem Spiel eingesetzt. Trotzdem konnte dieses Problem bei den Produktionstriebwerken der ersten Serie nie ganz beseitigt werden.

Auch erwies sich die Turbinenschaufeln als Anfällig gegenüber Ermüdungsbrüchen. Man ging deshalb dazu über jeweils zwei Schaufeln am Fuß zusammenzuschweißen. Später wurde auch noch die Schaufelaufnahme in der Turbinenscheibe geändert. Die Entwicklung des RA.2 dauerte bis 1949, als man begann ein Vorserie zu fertigen. Im Mai wurden Triebwerke an English Electric versand, um in den Prototypen der Canberra eingebaut zu werden. Im Januar 1950 wurden Triebwerke an Avro Canada geschickt, um damit den Prototypen der Avro Canada CF-100 auszurüsten.

Die geänderten Turbinenschaufeln sorgten auch dafür, das die Wärmebelastung der Turbinenscheibe verringert wurde. Dies erlaubte den Einsatz leichterer Stahlsorten. Am 28. Oktober 1948 wurden erstmals Zeichnungen ausgegeben, die eine zweistufige Turbine und Turbinenscheiben mit ferritischen Stählen als Werkstoff zeigten. Daraus entstand das Produktionstriebwerk Rolls-Royce Avon RA.3

Serie Mk.100
Das erste RA.3 lief am 4. April 1949 erstmals auf dem Prüfstand. Man war zum Ziel der Schaffung eines 6500 lbs Triebwerkes zurückgekehrt. Im Juli konnte ein 25 Stunden Test, ein 150 Stunden Test im September erfolgreich absolviert werden. Man baute das RA.3 im Oktober 1949 in die Lancastrian ein und führte entsprechende Flugversuche durch. Ab April 1950 wurden weitere Flugversuche mit einer Meteor (RA491) durchgeführt. Im selben Jahr wurde die Maschine auch in Farnborough vorgeführt. Die Ausführung RA.3 ging mit einem Schub von 26,68 kN in Produktion. Die ersten fünf Vorserienmaschinen waren im März 1950 fertig, die ersten Serientriebwerke folgten im Juli 1950.

Sie kam in der English Electric Canberra B.2 zum Einsatz. In Australien fand unter der Bezeichnung RA.22 (Mk.26) eine Lizenzfertigung für die dort gefertigten Canberra und CAC CA-26 Avon Sabre statt.

Die Turbine wurde weiterentwickelt und im März 1952 wurde die Ausführung RA.7 mit Schub von 30,77 kN Musterzugelassen. Neben einer verbesserten Enteisung kamen auch Hochleistungsstarter zur Verwendung, die an den RA.3 nachgerüstet wurden. Das Triebwerksgehäuse wurde strukturell verstärkt. Hochgespannte Luft aus dem Verdichter wurde durch einen Mengenbegrenzer geleitet und jeweils hinter die Turbinenscheiben gelenkt um diese zu kühlen, aber auch um einen Gegendruck gegen die Gase aus den Brennkammern herzustellen. Der Druckausgleichskolben an der Turbine konnte so weggelassen werden. Ursprünglich war es vorgesehen das Triebwerk elektrisch zu starten. Für Kampfeinsätze wurde der Startvorgang jedoch als zu langwierig erachtet. B.T.H. entwickelte daraufhin Feststoffstarter die ebenfalls unter dem zentralen Einlaufkonus Platz fanden. Damit wurden nachträglich auch die bereits gelieferten RA.3 nachgerüstet. Für das RA.7 entwickelte Rolls-Royce dann einen Starter, in dem drei solcher Kartuschen Platz fanden.

Diese RA.7 wurden in der Supermarine Swift verwendet. Es wurde eine Lizenzproduktion mit Volvo Aero in Schweden vereinbart und mit den in Schweden als RM5 hergestellten Triebwerken wurde die Saab 32 Lansen ausgerüstet. Auch Hispano-Suiza erwarb eine Lizenz. Um den großen bedarf in Großbritanien nachdem Triebwerk decken zu können wurden auch die Standard Motor Company, Bristol Aeroplane und Napier and Son mit der Produktion beauftragt.

Die Ausführung RA.7 konnte mit einem Nachbrenner und einer verstellbaren Schubdüse als RA.7R geliefert werden. Zu Testzwecken wurde eine Canberra mit zwei Nachbrennern ausgerüstet. Es zeigten sich Schwierigkeiten mit der Verbrennung im Nachbrenner und mit dem Zünden im Flug. Gezündet wurde mit einer Hochspannungszündkerze im Zentrum, der eine Zündflamme entfachte, die dann wiederum den restlichen Kraftstofffluss zündete. Die Kraftstoffversorgung wurde durch eine separate Turbokraftstoffpumpe gewährleistet, deren Regelung durch den Luftzufluss erfolgte. Wurde der Nachbrenner angewählt wurde das Ventil geöffnet, die Pumpe setzte den Kraftstoff unter Druck, der wiederum die Schubdüsenöffnung vergrößerte und den Kraftstoff in den Nachbrenner leitete.

Die Musterzulassung erfolgte im Januar 1953, wobei der maximale Schub mit Nachbrenner bei 38,80 kN lag. Verwendung fand diese Ausführung bei der Hawker Hunter, der Supermarine Swift und den Prototypen sowohl der Dassault Mystere IV N und der Dassault Super Mystere B1. Mit der Variante RA.21, eingesetzt in der Hawker Hunter, konnte der Schub nochmals auf 35,59 kN gesteigert werden. Die Verdichtung erreichte 6,4:1 und der Luftmassendurchsatz 56 kg/s. Mit dieser Ausbaustufe war der ursprüngliche Entwurf ausgereizt, zumal im Verdichter leicht die Strömung abriss. Für die de Havilland Comet wurde eine Ausführungen als ziviles Triebwerk verwendet.

Ausführung (RA.7)
Der Lufteinlauf befindet sich im vorderen Teil des Triebwerkes hinter dem zentralen Anlassergehäuse, das drei Feststoffgasgeneratorkartuschen von B.T.H. enthält. Alternativ waren auch Anlasser mit flüssigem Brennstoff oder elektrische Anlasser lieferbar. Wahlweise konnte der Einlaufbereich mit einer thermischen Heißluftenteisung versehen werden. Der axiale Kompressor weist insgesamt 12 Stufen auf, die jeweils aus einer Scheibe und dem Schaufelsatz bestehen. Der Schaufelsatz wird durch eine Schwalbenschwanzverbindung in die Scheibe eingesetzt. Die ersten acht Stufen bestehen aus Aluminiumschmiedeteilen, bei den letzten vier besteht die Scheibe aus Schmiedestahl und die Schaufeln aus einer Aluminiumbronze. Das Verdichtergehäuse besteht aus zwei Aluminiumstücken, die auch die Statorschaufeln tragen. Die Verdichterwelle ist zweifach wälzgelagert. Der von einem Lucas-Niederdrucksystems bereitgestellte Kraftstoff wird in acht Einzelbrennkammern verbrannt. Gezündet wird der Kraftstoff durch zwei Zündkerzen in den Brennkammern 3 und 6. Die Heißgase gelangen dann in eine zweistufige axiale Turbine, die aus Nimonic hergestellt ist. Die Turbinenschaufeln sind durch ein Tannenbaumprofil mit der Turbinenscheibe verbunden. Die Turbinenwelle ist vor der Turbine gelagert. Nur bei Triebwerken mit Nachbrenner (RA.7R) ist das Strahlrohr verstellbar. Die Schmierung erfolgt durch eine Trockensumpfschmierung mit Pumpen, die bei Rolls-Royce herstellt wurden. Der eingestellte Schmierdruck lag bei 0,1034 MPa.

Serie Mk.200 (militärische Versionen, RB.90)
Bereits im November 1949 gab es erste Voruntersuchungen mit einer Brennrohren in einer Ringrohrbrennkammer und einem 13-stufigen Verdichter, die zunächst nicht weiter verfolgt wurden.

Das RA.14, als erster Entwurf der Mk.200 Serie (auch als RB.90 bezeichnet), wies einen komplett neuen Verdichter mit 15 Verdichterstufen und als weitere wesentliche Verbesserung eine Ringbrennkammer mit 8 Brennrohren auf. Die Entwicklungsarbeiten an dieser Triebwerksausführung begannen Anfang 1951. Der erste Prototyp dieser neuen Serie lief erstmals am 17. November 1951 und die Flugversuche begannen am 28. Februar 1953. Die Musterzulassung mit einem Schub von 38,98 kN erfolgte im April 1953, die Auslieferung der ersten Triebwerke begann im Juli 1953. Das Triebwerk mit einer Verdichtung von 7,45:1 und einem Luftdurchsatz von 68 kg/s kam in dem Bomber Vickers Valiant, der English Electric Canberra und den Vorserienmodellen der Sud Ouest SO 4050 Vautour zum Einsatz. Für den Einsatz in Jagdflugzeugen wurde das Triebwerk auch mit Nachbrenner gefertigt und auch im Forschungsflugzeug Fairey Delta 2 verwendet, jedoch schließlich zugunsten der verbesserten Version RA.24 und RA.24R mit gekühlten Turbinenschaufeln eingestellt. Das RA24R in der Version Mk.210 wurde in der English Electric Lightning verbaut. Diese Ausführung lieferte einen Trockenschub von 50,06 kN bzw. 64,21 kN mit Nachbrenner und erhielt im Juli 1956 ihre Zulassung. Bereits vorher hatte die Ausführung RA.28 mit einem Schub von 44,54 kN ihre Zulassung erhalten, die in der Vickers Valient, de Havilland Sea Vixen, Fairey Delta 2, Hawker Hunter und English Electric Canberra PR.9 verwendet wurde. Für die Supermarine Scimitar F.Mk.1 wurde eine Version (Mk.202) mit 50,06 kN abgeleitet. Für die senkrecht startende Ryan X-13 wurde eine spezielle Ausführung RA.28 Mk.49 mit geändertem Ölkreislauf und Kraftstoffversorgung gefertigt.

Von der Mk.200 Serie wurden Fertigungslizenzen mit Volvo Aero, CAC in Australien und F.N. in Belgien vereinbart.

Ausführung (RA.28)
Der Lufteinlauf aus Magnesium befindet sich im vorderen Teil des Triebwerkes hinter dem zentralen Anlassergehäuse, das auch das vordere Hauptlager trägt und von sechs Streben gehalten wird. Es gibt drei Möglichkeiten des Triebwerk anzulassen: Außer einem elektrischer Anlasser steht auch eine Hilfsturbine oder Kartuschen mit Isopropylnitrat zur Verfügung. Als Untersetzungsgetriebe wird ein Planetenradsatz verwendet, das auch über einen Sperrklinkenfreilauf die Triebwerkswelle durchdreht. Der Einlaufbereich wird durch Zapfluft enteist, die durch ein elektrisches Ventil gesteuert wird. Die hohlen Einlass-Leitschaufeln werden hydraulisch durch den Kraftstoffdruck den jeweiligen Anforderungen entsprechend verstellt. Der axiale Kompressor weist insgesamt 15 Stufen auf, die jeweils aus einer Scheibe und dem Schaufelsatz bestehen. Die einzelnen Schaufeln wird mit der Scheibe verstiftet, die wiederum mit der Verdichterwelle verkeilt wird. Sowohl die Rotor- wie auch die Statorschaufeln der ersten acht Stufen bestehen aus einer Aluminiumlegierung, die der neun bis elf aus rostfreiem Stahl und die der Stufen zwölf bis fünfzehn aus Titan. Alle Tragscheiben bestehen aus rostfreiem Stahl. Das Verdichtergehäuse besteht aus zwei Teilen, wobei das vordere aus Magnesium herstellt wurde und die ersten sieben Verdichterstufen aufnimmt. Am Ende des Gehäuses ist ein vom Kraftstoffdruck betätigtes Zapfluftventil, das den Kompressordruck bei geringer Last verringert. Das hintere ist aus Aluminium gefertigt. Die Verdichterwelle läuft vorne in einem Rollenlager und hinten in einem Kugellager, das auch die axialen Schubkräfte aufnimmt. Unmittelbar hinter diesem Lager wird von der Hauptwelle eine Hilfswelle angetrieben, die nach rechts und links zum Triebwerksgehäuse führt. Die nach rechts führende Welle treibt die Öl- und Kraftstoffpumpen an, während die nach links gehende Welle die Nebenaggregate wie etwa Generatoren versorgt. Zwischen der 6. und 7. Verdichterstufe ist ein Niederdruckzapfluftanschluss, der in die hohle Verdichterwelle führt. Diese Zapfluft der Lager- und Getriebekühlung sowie als Sperrluft. Am zentralen Verdichterauslassgehäuse befinden sich der Hochdruckzapfluftanschlüsse für die Enteisung und Druckbelüftung. Diese hochgespannte Zapfluft wird auch als Sperrluft im Bereich der Turbine verwendet. Der Kraftstoff wird in acht miteinander verbundenen Flammrohren verbrannt, die sich in einer Ringbrennkammer befinden. Jedes Flammrohr besteht aus vier Segmenten: Dem Mundstück, das aus Aluminium gegossen ist und am Verdichtergehäuse befestigt ist, dem Flammhalter, das Brennrohr und die Düse, die aus Nimonic hergestellt sind. Von dort wird nicht verbrannter Brennstoff mit der Sekundärluft in der eigentlichen Brennkammer verbrannt. Das Brennkammergehäuse besitzt eine doppelten Wandung. Gezündet wird der Kraftstoff durch zwei Zündkerzen in den Flammrohren 3 und 6. Die Heißgase gelangen dann in eine zweistufige axiale Turbine, die aus Nimonic hergestellt ist. Die Turbinenschaufeln sind durch ein Tannenbaumprofil mit der Turbinenscheibe verbunden. Die Turbinenwelle ist hinter der Turbine gelagert und mittels eines Kugelgelenks und einer das Drehmoment übertragende Zahnhülse mit der Verdichterwelle verbunden. Das Strahlrohr besteht ebenfalls aus Nimonic und wird mittels eines Schraubflansches mit dem Turbinengehäuse verbunden. Die Außenwand des Strahlrohres ist doppelwandig hergestellt und trägt eine Isolierung. Der Auslasskonus, der auch das Turbinenlager aufnimmt, wird durch vier verkleidete Stützen getragen. Die Schmierung erfolgt durch eine Trockensumpfschmierung. Als Ölkühler wird eine Öl-Kraftstoffwärmetauscher verwendet. Die drei Hauptlager, der Anlassergetriebe und das Hilfsgetriebe werden von einer Druckölpumpe versorgt. Abhängig von der Verwendung kommen 4 oder 5 Rückförderpumpen zum Einsatz. Die Filter und Pumpen befinden sich im Ölsumpf. Die Leistung wird durch eine Nebenstrommengenregelung eingestellt, die von der Leistungsanforderung, äußeren Luftdruck, Triebwerksdrehzahl und Turbinenaustrittstemperatur abhängt und wiederum auf die doppelte Hochdrucktaumelscheibenpumpe für die Kraftstoffversorgung der Brenner wirkt.

Serie Mk.300 (militärische Versionen, RB.146)
Diese erstmals auf der Luftfahrtausstellung in Farnborough 1959 vorgestellte Ausführung verfügt über Nachbrenner und beruhte auf dem RA.24, wies aber neben einem 16-stufigen Verdichter, ähnlich dem des zivilen RA.29 eine gegenüber dem Ausgangsmuster im Durchmesser vergrößerte zweite Turbinenstufe auf. Das Triebwerk wurde speziell für das Überschalljagdflugzeug English Electric Lightning entwickelt. Der maximale Schub lag bei 76,13 kN. Die Ausführung Mk.301 wurde in der Lightning F.6, die Mk.302 in der Lightning F.53 verwendet.

In Schweden wurde das Triebwerk in Lizenz als RM6C (Mk.60) für die Saab Draken gefertigt. Die Schweden verwendeten einen eigenen Nachbrenner der über zwei Stellungen verfügt. Die Kraftstoffversorgung des Nachbrenners wurde durch eine eigene durch Zapfluft angetriebene Kraftstoffpumpe sichergestellt. Die Flammenhalter sind ringförmig und besitzen eine V-Form. Gegenüber der ursprünglichen Verwendung in der Lightning war es jedoch möglich den Durchmesser des Nachbrenners zu vergrößern und so einen höheren Schub abgeben zu können.

In Frankreich wurde für eine Exportversion der Dassault Mirage III (Mirage IIIO) für Australien ein als Avon Mk.67 bezeichnetem Triebwerk verwendet, das einen Nachbrenner von Rolls-Royce mit 16 einzeln verstellbaren Düsenelementen besaß.

Ausführung RB.146
Der Lufteinlauf befindet sich im vorderen Teil des Triebwerkes hinter dem zentralen Anlassergehäuse. Außer einem elektrischer Anlasser stehen auch Kartuschen mit Isopropylnitrat zur Verfügung. Der Einlaufbereich wird durch Zapfluft enteist und besitzt eine Sonde zur Messung der Lufttemperatur. Die Einlass-Leitschaufeln aus Chrom-Nickelstahl werden hydraulisch durch den Kraftstoffdruck den jeweiligen Anforderungen entsprechend verstellt. Der axiale Kompressor weist insgesamt 16 Stufen auf, die jeweils aus einer Scheibe und dem Schaufelsatz bestehen. Die einzelnen Schaufeln wird mit der Scheibe verstiftet, die wiederum mit der Verdichterwelle verkeilt wird. Alle Tragscheiben bestehen aus rostfreiem Stahl. Die Rotorschaufeln der zweiten bis neunten Stufen bestehen aus einer Aluminiumlegierung, die der neunten bis sechzehnten aus Titan. Die Statorschaufeln der Stufen zwei bis fünf sind aus Aluminium hergestellt, die der Stufen fünf bis sechzehn aus Titan. Das Verdichtergehäuse aus Magnesium besteht aus zwei Teilen, wobei sich die ersten sieben Verdichterstufen Gehäuseteil und die Stufen acht bis zehn im zweiten Teil befinden. Die letzten sechs Verdichterstufen sind sich im zentralen Verdichterauslassgehäuse untergebracht, wo sich auch die Zapfluftanschlüsse befinden. Die Verdichterwelle läuft vorne in einem Rollenlager und hinten in einem Kugellager, das auch die axialen Schubkräfte aufnimmt. Der Kraftstoff wird in acht Flammrohren aus Nimonic verbrannt, die sich in einer Ringbrennkammer befinden. Die Brennkammergehäuse wird aus niedriglegiertem Fortiweld-Stahl gefertigt. Gezündet wird der Kraftstoff durch zwei Zündkerzen in den Flammrohren 3 und 6. Die Heißgase gelangen dann in eine zweistufige axiale Turbine, die aus Nimonic hergestellt ist. Die innen hohlen und luftgekühlten Turbinenschaufeln sind durch ein Tannenbaumprofil mit der Turbinenscheibe verbunden. Die Turbinenwelle ist hinter der Turbine gelagert und mittels eines Kugelgelenks und einer das Drehmoment übertragende Zahnhülse mit der Verdichterwelle verbunden. Das Strahlrohr besteht ebenfalls aus Nimonic und wird mittels eines Schraubflansches mit dem Turbinengehäuse verbunden. Die Außenwand des Strahlrohres ist doppelwandig hergestellt und trägt eine Isolierung. Der Auslasskonus, der auch das Turbinenlager aufnimmt, wird durch drei verkleidete Stützen getragen. Der Düse der Triebwerke der Lightning ist stufenlos verstellbar. Die Zündung des Nachbrenners erfolgt durch das Heißgas der Turbine. Die Schmierung erfolgt durch eine Trockensumpfschmierung. Als Ölkühler wird eine Öl-Kraftstoffwärmetauscher verwendet. Die drei Hauptlager, der Anlassergetriebe und das Hilfsgetriebe werden von einer Druckölpumpe versorgt. Die Rückförderung erfolgt durch vier Rückförderpumpen.

Serie Mk.500 (Zivile Versionen)
Die ersten zivilen Ausführungen waren das aus der RA.3 abgeleitet Mk.502 und der aus der RA.7 abgeleitet Mk.503 die in der Comet 2 verwendet wurden. Die Ausführung RA.26 war die zivile Weiterentwicklung des RA.28 und wurde in der De Havilland Comet 3 und dem Prototyp der Sud Aviation Caravelle eingebaut.

Um die Leistung weiter zu steigern wurde eine 16. Kompressorstufe und eine dritte Turbinenstufe hinzugefügt. Die Flugerprobung begann im August 1956 in einer Canberra und wurden dann für die Langstreckenerprobung mit zwei umgebauten Comet 2E im Liniendienst fortgesetzt, wobei zwei RA.29 jeweils in die äußeren Triebwerksbuchten eingebaut wurden. Diese Untersuchungen konnten im September 1958 zum Abschluss gebracht werden. Als Zulässige Betriebszeit zwischen zwei Überholungen wurden 1000 h zugelassen. Einer weiteren Steigerung der Laufzeit standen Verschleißerscheinungen durch Reibkorrosion im Weg, die später durch Konstruktionsänderungen und geänderte Werkstoffe behoben wurden.

Um den Lärm zu begrenzen wurden erstmals in Serie Auslassdüsen verwendet, die den Heißgasstrom des Triebwerks mit der umgebenden Luft mischen. Dies brachte eine Lärmminderung beim Start um 5 dB.

RA.29/1
Im März 1957 bestand dieses Triebwerk die Typprüfung und ging in Produktion. Dieses Triebwerk mit einem Schub von 46,76 kN erhielt die Bezeichnung RA.29/1.

Die Mk.522 wurde für die Caravelle produziert, die Mk.524 in für die de Havilland Comet 4 und 4C und die Mk.525B für die Comet 4B. Seit dem 4. Juli 1959 flog die BOAC diese Triebwerke im Linieneinsatz über dem Nordatlantik.

Ausführung (RA.29/1)
Der Lufteinlauf befindet sich im vorderen Teil des Triebwerkes hinter dem zentralen Anlassergehäuse, das den elektrischer Anlasser beherbergt. Der Einlaufbereich wird durch Zapfluft enteist. Die Einlass-Leitschaufeln werden hydraulisch durch den Kraftstoffdruck den jeweiligen Anforderungen entsprechend verstellt. Der axiale Kompressor weist insgesamt 16 Stufen auf, die jeweils aus einer Scheibe und dem Schaufelsatz bestehen. Die einzelnen Schaufeln wird mit der Scheibe verstiftet, die wiederum mit der Verdichterwelle verkeilt wird. Die Rotorschaufeln der ersten neun Stufen bestehen aus einer Aluminiumlegierung, die der neunten bis fünfzehnten aus Titan. Die Statorschaufeln der Stufen eins und sechs bis neuen sind aus rostfreiem Stahl hergestellt, die der Stufen fünf bis fünf aus Aluminium und die der Stufen zehn bis fünfzehn aus Titan oder Stahl. Das Verdichtergehäuse besteht aus zwei Teilen aus Magnesium, die jeweils nochmals horizontal geteilt werden können. Die letzten 5 Verdichterstufen befinden sich im zentralen Verdichterauslassgehäuse, wo sich auch die Zapfluftanschlüsse befinden. Die Verdichterwelle läuft vorne in einem Rollenlager und hinten in einem Kugellager, das auch die axialen Schubkräfte aufnimmt. Der Kraftstoff wird in acht Flammrohren aus Nimonic verbrannt, die sich in einer Ringbrennkammer befinden. Die Brennkammergehäuse wird aus niedriglegiertem Fortiweld-Stahl gefertigt. Die Heißgase gelangen dann in eine dreistufige axiale Turbine, deren Schafeln aus Nimonic hergestellt ist. Die Turbinenschaufeln sind durch ein Tannenbaumprofil mit der Turbinenscheibe verbunden. Die Turbinenwelle ist hinter der Turbine gelagert und mittels einer Schaubkupplung mit der Verdichterwelle verbunden. Das Auslasssystem ist doppelwandig aus Chromnickelstahl gefertigt und isoliert. Der Auslasskonus, der auch das Turbinenlager aufnimmt, wird durch drei verkleidete Stützen getragen. Die Schmierung erfolgt durch eine Trockensumpfschmierung. Als Ölkühler wird eine Öl-Kraftstoffwärmetauscher verwendet. Die drei Hauptlager, der Anlassergetriebe und das Hilfsgetriebe werden von einer Druckölpumpe versorgt. Die Rückförderung erfolgt durch 5 Rückförderpumpen.

RA.29/3
Die nächste Entwicklungsstufe war das RA.29/3, das über eine verstellbare Schubdüse verfügte um den Lärm weiter zu mindern, aber gleichzeitig für einen höheren Schub im Reiseflug zu sorgen. Die Turbine erhielt einen besseren Werkstoff und erlaubte höhere Einstrittstemperaturen. Es diente mit 51,18 kN als Mk.527 der Sud Aviation Caravelle III als Antrieb.

RA.29/5
Im Frühjahr 1958 lief das weitestgehend neuentwickelte RA.29/5 mit einem 17-stufigen Verdichter auf dem Prüfstand. Es erreichte 59,81 kN, wurde jedoch aufgrund der gleichzeitig erfolgten Entwicklung des Rolls-Royce RB.141 nicht weiter verfolgt.

RA.29/6
Bei der gegenüber dem RA.29/3 nochmals leistungsgesteigerten Ausführung RA.29/6 blieb das Kernstriebwerk erhalten, jedoch wurde eine 17. Verdichterstufe wie beim RA.29/5 verwendet. Der Maximalschub betrug 56,62 kN. Zwischen zwei Überholungen waren bis bei den Ausführungen RA.29/1 und RA.29/3 zu 4100 Betriebsstunden zulässig. Dies blieb das fortschrittlichste Triebwerk. Die Serien lauteten Mk.531, Mk.532 für die Caravelle 6N oder für die Caravelle 6R (Mk.532R/Mk.533R) wurde eine Schubumkehr mit dem Triebwerk kombiniert.

Industrieturbinen
Das Rolls-Royce Avon wurde ab 1965 auch als Gaserzeuger und als Industriegasturbine gefertigt. Bis 2004 wurden 1203 dieser Antriebe verkauft, die eine Leistung von bis zu 15660 kW abgeben können. Insbesondere in der Öl- und Gasförderung kommen diese Turbinen als Pumpen zum Einsatz, können aber auch als Generator geliefert werden. Bei Verwendung von Gas als Kraftstoff liegt die Zeit zwischen zwei Überholungen bei bis zu 33000 Stunden.

(mit freundlicher Genehmigung ungekürzt übernommen von Herrn Koschminder)

 

 

Copyright © Lexikon der Flugzeuge und Hubschrauber von Wolfgang Bredow - Berlin, Spandau

 

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