Ausgangspunkt der Betrachtung ist das Technologieprogramm für fortgeschrittene Hochtemperaturtriebswerkstoffe der NASA mit den Zielgrößen für Anwendungstemperaturen bis zu 425 Cel für Verbundwerkstoffe mit Polymermatrix, bis 1250 Cel für Verbunde mit Metallmatrix und mit Matrix aus intermetallischen Verbindungen und bis zu 1650 Cel für Verbundmaterialien mit keramischer Matrix. Letztere Temperatur wird für den Turbineneinlaß angenommen. Die Anwendung der dabei genannten Werkstoffe würde in den heißen Teilen des Triebwerks zusammen mit der Anwendung von Verbunden mit intermetallischer Matrix zu einer 50 %igen Gewichtseinsparung führen. Erforderlich sind Betriebsdauern von 5000 bis zu 16000 Stunden. Gelöst werden müssen hier Probleme der Diffusion, der Oxidationsbeständigkeit und des Kriechens. Eingegangen wird weiter auf die analytische Modellierung zur Vorhersage der plastischen Verformung in einem Bauteil. Weiter kommen zur Sprache die oben genannten Verbunde mit Polymer-, Metall-, intermetallischer und Keramikmatrix und die noch vorhandenen Probleme im Hinblick auf die Vorgaben der NASA. (Hulek)
Composites boost 21st-century aircraft engines
Verbundwerkstoffe für Flugzeugtriebwerke des 21. Jahrhunderts
Advanced Materials & Processes ; 137 , 4 ; 35-38
1990
4 Seiten, 5 Bilder
Aufsatz (Zeitschrift)
Englisch
FLUGTRIEBWERK , HOCHTEMPERATURTECHNIK , HOCHGESCHWINDIGKEIT , VEREINIGTE STAATEN VON AMERIKA , BAUART , MATERIALAUSWAHL , KRIECHEN (WERKSTOFF) , PLASTISCHE VERFORMUNG , WAERMEAUSDEHNUNG , GRAPHITFASER , VERBUNDWERKSTOFF , INTERMETALLISCHE VERBINDUNG , SILICIUMCARBID , ALUMINIUMOXID , PRUEFVERFAHREN , ULTRASCHALLPRUEFUNG , TOMOGRAPH , SILICIUMCARBIDFASER , ALUMINIUMOXIDFASER
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