mini|hochkant=2|Ausgestelltes EJ200 von der Seite Das Eurojet EJ200 ist ein Turbofantriebwerk des europäischen Herstellerkonsortiums Eurojet Turbo GmbH. Das Triebwerk basiert auf dem britischen XG-40 und ermöglicht dem Eurofighter Typhoon die Fähigkeit zum Supercruise, d. h. ohne den Einsatz des Nachbrenners dauerhaft im Überschall zu fliegen. Zu diesem Zweck wurde der Trockenschub (Maß für den Schub eines Triebwerks ohne zugeschalteten Nachbrenner) gegenüber dem Turbo-Union RB199 bei gleichen Abmessungen wesentlich gesteigert. Eine weitere Zielsetzung waren geringe Lebenszykluskosten. Dafür wurde auf die traditionelle Methode der Wartungsintervalle verzichtet und stattdessen eine moderne Triebwerksüberwachungseinheit (, kurz EMU) eingebaut, um die Einsatzdauer ohne Sicherheitseinbußen verdoppeln zu können.
Geschichte Erste Konzepte Als sich die NATO-Militärplaner in den 1980er Jahren Gedanken über eine neue Generation von Kampfflugzeugen machten, kamen sie zu dem Schluss, dass künftige Kampfflugzeuge dauerhaft im Überschall operieren müssten, um ihre Überlebensfähigkeit gegen feindliche Kampfjets und Lenkwaffen zu erhöhen. Es wurde gefordert, auch bei Mach 1,2–1,6 noch hohe Lastvielfache zu erfliegen und längere Strecken im Überschallflug zurücklegen zu können. Schlüssel dafür wären Triebwerke mit kleinem Nebenstromverhältnis und hohem Trockenschub, der um mindestens 50 % über dem Trockenschub zeitgenössischer Turbojets liegen müsste. Um dieses Ziel zu erreichen, wären ein effizienterer Verdichter und höhere Turbineneintrittstemperaturen nötig. Zum Wissensaustausch veranstaltete das NATO Flight Mechanics Panel (FMP) zum Thema Technology for sustained Supersonic Cruise and Maneuver im Oktober 1983 ein Symposium.
Auch die anfängliche Idee vom European Fighter Aircraft (EFA) hatte zum Ziel, ein Kampfflugzeug zu schaffen, das dauerhaft im Überschall manövrieren kann, um die Effektivität und Überlebensfähigkeit des Waffensystems zu steigern. Verglichen mit den amerikanischen Entwicklungen waren die Anforderungen diesseits des Atlantiks jedoch andere. Während der Advanced Tactical Fighter (ATF) als reiner Luftüberlegenheitsjäger ein Triebwerk für den dauerhaften Überschallmarschflug ohne Nachbrenner benötigte, sollte das EFA auch für Luft-Boden-Einsätze verwendet werden, sodass die Triebwerke die meiste Einsatzzeit im Teillastbetrieb arbeiten würden. Während das für Supercruise optimierte ATF-Triebwerk ein Nebenstromverhältnis von 0,3:1 oder weniger und den doppelten Trockenschub des Pratt & Whitney F100 aufweisen würde, musste der Triebwerkskern des EFA-Triebwerkes im Verhältnis dazu kleiner sein, um einen sparsamen Unterschallflug zu ermöglichen. Schubsteigerungen im Überschall und Luftkampf wären deshalb häufiger auf den Nachbrenner angewiesen, weswegen der spezifische Verbrauch im Nachbrennerbetrieb besonders reduziert werden sollte.
Obwohl von Seiten der Politik auch darüber diskutiert wurde, ein gemeinsames europäisches Triebwerk zu verwenden, zeichnete sich 1985 ab, dass die Turbo-Union-Firmen Rolls-Royce, MTU und Fiat das Triebwerk für das EFA liefern würden. Frankreich bestand darauf, das komplette Triebwerk zu bauen und verlangte, dass dieses auf dem Snecma M88 basieren sollte. Die Eurofighter-Partnerländer schätzten den Stand der Technik des M88 auf das Niveau des General Electric F404 der F/A-18, was für das EFA nicht mehr zeitgemäß erschien. Großbritannien bestand auf der Verwendung des XG-40, das signifikant bessere Performance zeigte, und war auch bereit, Arbeitsanteile an die Partnerländer auszulagern. MTU und Fiat würden für das gemeinsame Triebwerk Technologien beisteuern, die sie bereits bei den Turbo-Union RB199-Entwicklungsprogrammen demonstriert hatten.
Das ACME-Programm Die Entwicklung der Advanced Core Military Engine I (ACME I) startete 1982 und sollte die technologischen Grundlagen für zukünftige Kampfflugzeugtriebwerke liefern. Die Finanzierung erfolgte zu 85 % durch das Verteidigungsministerium des Vereinigten Königreichs (MOD), und zu 15 % durch Rolls-Royce. Obwohl die Advanced Core Military Engine nur von Großbritannien finanziert wurde, war damals bereits klar, dass das Triebwerk das EFA antreiben würde. Das 1984 daraus entwickelte XG-40-Triebwerk sollte ein Schub-Gewicht-Verhältnis von 10:1 demonstrieren, später sollte dieser Wert auf 12:1 gesteigert werden. Das XG-40 würde sich fundamental vom RB199 unterscheiden: Während das RB199 für den Unterschall-Marschflug in geringen Höhen ausgelegt wurde, sollte das XG-40 für eine Flugenveloppe mit Bewaffnung von Mach 0,9 bis Mach 1,6 in 10 bis 13 km Höhe optimiert werden. Um dieses Ziel zu erreichen, musste der Trockenschub gegenüber dem RB199 um 80 % auf etwa 70 kN erhöht werden. Der Nachbrennerschub sollte um 40 % gesteigert werden, auf 90 bis 100 kN. Im Trockenschub sollte der spezifische Verbrauch des RB199 beibehalten werden, während der spezifische Verbrauch des Nachbrenners um 30 % reduziert werden sollte. mini|Ein Turbo-Union RB199 im Luftwaffenmuseum der Bundeswehr Ab 1982 wurden durch die Bundesrepublik Deutschland und Großbritannien noch drei RB199-Demonstrationsprogramme finanziert. Jedes dieser Programme erhöhte den Triebwerksschub um 20 % und sollte den spezifischen Kraftstoffverbrauch des Nachbrenners reduzieren. Das Triebwerk Demo 1A wurde nur von Rolls-Royce gebaut und sollte der Erprobung von Bürstendichtungen, Pulvermetallurgie und Einkristallturbinenschaufeln dienen. Das Triebwerk besaß die verlängerte Jetpipe des RB199 Mk104. Dies führte zum XG-20-Triebwerk, welches vom MOD, Rolls-Royce und der Turbo-Union geleitet wurde. Das XG-20 war mit einem verbesserten Niederdruckverdichter und neuer Hochdruckturbine ausgerüstet, sowie der verlängerten Jetpipe des Mk104 und einem FADEC. Der Test des XG-20 fand im November 1984 bei Rolls-Royce statt, wo es 15 % mehr Trockenschub und 20 % mehr Nachbrennerschub leisten konnte. Das dritte Triebwerk war Demo 20, welches im April 1985 bei MTU lief. Dabei handelte es sich um eine verkürzte Variante mit neuem FADEC. Diese Verbesserungen sollten der RB199-Entwicklung zugutekommen, um im Tornado oder übergangsweise im EFA Verwendung zu finden. Für den Hawker Siddeley Harrier war noch ein XG-15-Triebwerk mit 15 bis 20 % mehr Schub (etwa 110 kN) angedacht, das das Flugzeug mit Mach 1,2–1,3 supercruisefähig gemacht hätte. Mit 30 % mehr Schub durch die XG-40-Technologie wären sogar 126 kN Trockenschub denkbar gewesen.
Das britische XG-40-Triebwerk sollte verglichen mit dem RB199 zwei statt drei Wellen besitzen und über ein Schub-Gewicht-Verhältnis von mindestens 10:1 verfügen. In maximaler Ausbaustufe sollte das Triebwerk wesentlich fortschrittlicher als das französische Snecma M88 sein, mit Turbineneintrittstemperaturen, welche dem Maximum der stöchiometrischen Kerosin-Luft-Verbrennung entsprechen. Nach dem Programmstart 1982 war der Test des kompletten ersten Triebwerks für 1986 geplant. Das zweite, fortschrittlichere Triebwerk mit einem Schub-Gewicht-Verhältnis von 12:1 sollte später fertiggestellt werden. Das XG-40-Programm wurde in fünf Teile gegliedert: Technologie (Komponentenverbesserung), Triebwerksleistung, Ausdauer, Leistungssteigerung und Gewichtsreduktion. Der Rolls-Royce ACME-Demonstrator lieferte für die Realisierung des XG-40 einen signifikanten Beitrag, während FADEC, Verdichter und Dichtungen von den RB199-Entwicklungsprogrammen kamen. Das XG-40 sollte dabei einen skalierbaren Triebwerkskern für verschiedene Schubwünsche zur Verfügung stellen.
Der Test des XG-40-Kerns, bestehend aus einem fünfstufigen Verdichter und einer einstufigen Turbine, begann im März 1986. Technologische Neuerungen waren ein verstärkter Verdichter und eine stärkere Turbine, Einkristallturbinenschaufeln mit geringer Dichte, fortschrittliche Dichtungen und keramische Beschichtungen in der Brennkammer und Turbine. Die Aerodynamik der Turbine wurde vorher an einem 0,87:1 Modell aus Plastik simuliert. Da das Triebwerk für den Luftkampf optimiert wurde, sollte es weniger Kerosin im Nachbrenner verbrauchen, die Turbineneintritttemperaturen sollten um 150–200 °C höher als beim RB199 liegen, und das Bypassverhältnis weniger als die Hälfte desselben betragen. Um dieses Ziel zu erreichen, wurde viel in die Entwicklung von Einkristallschaufelblättern investiert. Ferner wurde ein Diffusor, welcher den Abgasstrahl am Ende der Gasturbine entdreht direkt hinter die Niederdruckturbine gesetzt. Dieses Bauteil aus einer Kobaltlegierung wurde aus einem Stück geschmiedet; zudem wurden sehr dünne Titangehäuse eingesetzt. Der dreistufige Fan, welcher ursprünglich ein Verdichtungsverhältnis von 3,4:1 aufwies und Anschläge gegen das Flattern benötigte, konnte später ohne Anschläge 3,9:1 erreichen. Beim Verdichter wurden verschiedene Stufenzahlen untersucht, fünf erwiesen sich dabei als die optimale Lösung. Zu Forschungszwecken besaß der Verdichter verstellbare Statorblätter an der ersten Stufe und Drallregler (engl. inlet guide vanes), wobei die Serienversion des Triebwerks stets ohne geplant war. Das Kompressionsverhältnis betrug 6,5:1. Die Brennkammer baute auf den Erfahrungen des RB199 auf, und die einstufige Hochdruckturbine verwendete neben gekühlten verstellbaren Leitschaufeln auch keramische Beschichtungen. In Tests wurde eine hauseigene Nickellegierung verwendet, der Rotor jedoch so konzipiert, dass auch dichtere Legierungen verwendet werden konnten. Die Hochdruckturbine verwendete eine passive Tip Clearance Control, später wurde noch eine aktive erprobt. Die Niederdruckturbine war ebenfalls einstufig, mit verstellbaren Leitschaufeln. Die hohe Turbinenaustrittstemperatur machte bei der Entwicklung des Nachbrenners Probleme. Es wurden verschiedene gekühlte Metallstrukturen und ungekühlte Keramiken ausprobiert. Die Düse war wiederum ähnlich wie beim RB199 aufgebaut. Blisks und hohle Schaufeln kamen erst im zweiten Triebwerk zum Einsatz. Die Ölkühlung war konventionell mit Pumpen aufgebaut, wobei ein fortschrittliches System geplant war, das mit Zentrifugalkräften arbeiten sollte. Rolls-Royce entwickelte noch einen „Electronic Engine“ Simulator, um die Software für das FADEC zu debuggen. Diese war besonders komplex, da das XG-40 verstellbare Leitschaufeln und Auslässe im Hochdruckverdichter, verstellbare Leitschaufeln vor der Hochdruckturbine, Hochdruckventile für die Turbinenkühlung und eine verstellbare Schubdüse am Heck besaß.
Zwar wurde das XG-40 nicht explizit als Advanced Fighter Engine für das EFA entwickelt, die Parameter wie das Nebenstromverhältnis von 0,4:1 wurden jedoch sorgfältig für diesen Zweck gewählt. Trotzdem war auch eines der Entwicklungsziele des XG-40, dass dieses Triebwerk mit den Einbaumaßen in einem Panavia Tornado auskommen musste. Das zweite XG-40 schloss das ACME-I-Programm mit 200 Betriebsstunden und 4000 Zyklen im Juni 1995 erfolgreich ab. Danach begann das ACME-II-Programm, das die Technologien für ein Triebwerk mit einem Schub-Gewicht-Verhältnis von 20:1 erforschen sollte. Untersuchungen befassten sich mit einer weiteren Gewichtsreduzierung von Verdichtern und Turbinen, keramischen Faserverbundwerkstoffen und variablen Nebenstromverhältnissen (engl. Variable Cycle Engine). ACME II(L) untersuchte Schubvektorsteuerung, während ACME II(T) und ACME II(C) Hochdruck-Triebwerkskerne erforschten. Die Entwicklung des darauf aufbauenden XG-1100-Triebwerks wurde jedoch, wie das dazugehörige Future Offensive Air System, später eingestellt.
Eurojet und Schubvektortechnik