ITT und Hot Start

[sergio]

Ich bräuchte zuverläßige Informationen darüber, welchen Wert ITT beim Anlassen maximal erreichen darf. Und zwar für die 737-400, die 777-300 und die 747-400.
Kann mir jemand helfen?

[Bengel]

hängt ja stark vom jeweiligen Triebwerk ab.....

werde Dir meine Daten abends mailen, muß noch einiges suchen, aber zwischen 1500 und 1600 K liegen die Werte....

B737-400 CFM56-3: 1530 K

kann es sein, daß Du gar nicht die ITT brauchst, sondern EGT abhängig von OAT?

[sergio]

Was ich brauche, weiß ich selbst nicht so genau ;-)
Ich versuche, die Arbeitsweise eines Parameters in der AIR-Datei zu verstehen. Bisher wurde als die maximale ITT interpretiert, aber meiner Meinung nach kann das so nicht stimmen. Ich habe die ITT Daten der Carava, der KingAir und der Learjet 45 und sie weichen von den benutzten ab. Dies ist ungewöhnlich, weil MS normalerweise immer reale Daten verwendent. Nun wollte ich sehen, wie es bei der Boeing aussieht.

[Airbus3103]

Hallo Sergio,
muß Bengel leider berichtigen, denn die Anlaß EGT die beim CFMI 56-3 die nicht überschritten werden darf ist ca 760 Grad C und die EGT during normal ops ca. 840 Grad C. Bei der Temperatur die Bengel genannt hat würde die Tubine hinten raus tropfen, denn das würden 1257 Grad C entsprechen. Für das CF 6- 80 (hängt zum Teil unter der 747) suche ich Dir auch raus, muß halt in meine Unterlagen schauen.

mfG Claus

[Airbus3103]

Habe die Limits für das CF6-80C, welches auch unter der 747 hängt raus gesucht. Also max Start EGT 750 Grad C
Max Take off EGT für maximal 5 Minuten 960 Grad C
Max Cont. EGT also zeitlich nicht limitiert 925 Grad C
ich hoffe ich konnte Dir damit helfen.

Mit freundlichen Grüßen Claus

[Bengel]

@Airbus,

Du verwechselst EGT und ITT!

Die maximale Turbineneintrittstemperatur ist bei Turbinen von Airlinern regelmäßig über 1500 K und geht zuweilen bis über 1800 K. Dies ist NICHT die EGT!!

ITT ist die Eintrittstemp. an der Turbine, als die Temp. des Gases, wenn es aus der Brennkammer austritt, die EGT ist die Temp. nach der Entspannung HINTER der Turbine, da sind tatsächlich mehrere Kelvin dazwischen (aus denen wird ja die Energie zum Vortrieb entnommen!!!).

Daher auch meine Frage, was Sergio wirklich braucht, denn für den Flugbetrieb wird die fast immer die EGT verwendet, oft kombiniert mit N1 (speziell full-rated engines), was die Lebensdauer stark reduziert.

[Airbus3103]

Nenne mir bitte Materialien die im Triebwerksbau verwand werden, die diese Temperatur aushalten, ohne Schaden zu nehmen?

mfG Claus

[Bengel]

MAR-M509: Chrom-Kobalt-Legierung, bis 1255K einsetzbar
RENE 80: Nickellegierung (Gußmaterial), bis 1310 K einsetzbar
NIMONIC 105: Nickel-Kobalt-Chrom-Legierung, Schmidbar, bis 1255 K
INCONEL MA6000: Knetlegierung, bis 1375K

MAR-M 200+Mf, RENE 150,...... mit gerichteter Kristallstruktur

Turbineneintrittstemperaturen von Triebwerken:

RB211-22C: ca. 1450K
RB211-524-02: ca 1500K
RB211-524-B4 ca 1600K
Trent: ca. 1700 K

ITT beim Start bis zu 1700K, im Steigflug ungefähr 1575K und im Reiseflug ca. 1450K.

Mit neuen Keramikmaterialien lassen sich bis zu 1800K erreichen.

Durch Schaufelkühlung ist fallweise höhere ITT möglich als daß Material ohne aushält, viele moderne, derzeit verwendete Legierungen sind in ihrer exakten Zusammensetzung leider ein wohlgehütetes Betriebsgeheimnis.

Schaufelkühlung bringt ca. 350K, d.h bei 1225K Werkstofftemperatur ist eine Heißgastemp. von 1575K möglich. Mit Effusionskühlung kann man sogar auf über 1800K gehen.

[Airbus3103]

Hi Bengel,
Du scheinst ja was von Pysik zu verstehen aber von Triebwerken und Flugzeugen, habe ich langsam das Gefühl nicht viel. Auch scheinst Du gerne etwas zu verdrehen. Aber jedem sein Spaß.
1.Das CFM 56-3 hat eine EGT von 1530 K = 1257 Grad C
Dies ist Unsinn, aber wer es glauben will soll es halt Glauben,
MM sagen da was anderes
2.Schön deine Angaben in Kelvin aber Tatsache ist im Flieger werden
Celsius angezeigt.
3.Zu dem Begriff ITT, was heißt das eigentlich im Triebwerkbau?
Laut GE und P&W "Interturbine Temperature" die Temperatur wird
zwischen den Turbinenstufen abgenommen.
ITT Anzeigen gibt es hauptsächlich für PropellerTurbinen
EGT bei Strahltriebwerken.
4.EGT wird durch Cromel - Alumel Elemente abgenommen, heißt die
Probes sind aus dem Material (Warum dieses Material wist Du ja
wohl wissen, oder?). Selbstverständlich sind auch die Probes für
die ITT aus diesem Material.
Solltst Dir mal den Schmelzpunkt zu Gemüte führen, denn die Probes sitzen voll im Gasstrahl!
Aber für die Interesierten die wirklich wissen wollen wie Hoch die ITT bei einem P&W Engine ist hier ein Auszug aus dem MM Operation und Limit für das PW 121 einer ATR 72
Max ITT 816 Grad C = 1089,15 K
During Start 950 Grad C = 1223.15 K für max 5 Sekunden
Die anderen Angaben die ich im Beitrag davor gebracht haben stammen auch aus den MM der jeweiligen Triebwerke und sind da auch nachlesbar.
Wenn Du Sergio, die Orginal Tabellen haben möchtest, kurze Mail sollte kein Problem sein.


Als Anhang das Orginal MM von P&W

[Bengel]

@Airbus,

Du verwechselst laufend EGT und ITT!

ITT ist die Temperatur des GASES am TurbinenEINTRITT und die EGT ist die Temperatur des GASES am TurbinenAUSTRITT!!!

Die GASTEMPERATUR, NICHT die Oberflächentemperatur des Materiales!!!

ITT wird korrekterweise TIT (turbine inlet temperature) oder Tt4 genannt, manche Flugzeughersteller verwenden ITT, die Konstruktionsabteilungen generell jedoch Tt4 (ist in der Aero-Thermodynamik so standardisiert!). Die ITT entspricht im Triebwerksbau also der Tt4!

ALLE Berechnungen der Thermodynamik (und allgemein in der Physik) werden in Kelvin durchgeführt, daher auch die Temperaturangaben in Kelvin.

Allerdings ist die Umrechnung in Celsius im allgemeinen weltweit sehr einfach (zieht man on den Kelvin 273 Grad ab dann erhält man die Temperatur in Celsius)

Die Turbineneintrittstemp. ist bei Airlinern selten unter 1500 K, bei Turboprobs liegt sie auslegungsbedingt niedriger (ca. 1100 K). Der Grund für die unterschiedliche Auslegung liegt im angestrebten günstigsten spezifischen Verbrauch, der bei Turbojets und Turbofans überwiegend vom Verdichterverhältnis abhängt, bei Turboprobs hingegen überwiegend von der ITT.

Die ITT ist für die Auslegung der 1. und eventuell 2. Stufe die entscheidende Temperatur, danach ist soviel Druck und Temperatur entnommen, daß letztere unkritisch wird.

Für die Leistungssteuerung im Betrieb wiederum wird überwiegend die EGT, also Austrittstemperatur, herangezogen. Der Grund ist einfach zu erklären: Überwacht wird mit der Messung des EGT eigentlich die ITT, aber man kennt das physikalisch determinierte Temperaturgefälle in der Turbine. Die weit niedrigeren Werte vom EGT sind meßtechnisch leichter zu erfassen, die Messung hoher Temperaturen ist problematisch und mit großen Toleranzen behaftet. Ergo mißt man die "kleine" EGT und rechnet auf die maßgebliche TIT hoch und schon ist alles in Butter (es geht ja letztendlich um den therm. Schutz der ersten beiden Turbinenstufen, um sonst gar nichts).

Die von Dir angegebenen Werte für die ATR entsprechen größenordnungsmäßig doch meinen Ausführungen, daher verstehe ich Deine aggressive Argumentation nicht. Ich habe unten im Vergleich die Saab 2000 erwähnt, weicht nicht weit ab von der ATR, oder ?


PS: einige Triebwerks-ITT (oder TIT oder Tt4 )

PW305B 1520 K (Lear 60, Hawker 1000)
NK-8-4 1255 K (Tu-154)
PW2037 1678 K (B757-200)
CFM56-3 1530 K (B737-300, -400, -500)
V2528-D5 1665 K (MD90)
CF-6-80C2B2 1605 K (B767-300)
CF-6-50C2 1565 K (DC10-10, B747-200)
JT9D-59A 1643 K (DC10-40, B747-200)
AE2100A 1125 K (Saab 2000)