Der Snecma M53 ist ein zweistrahliger Turbofan-Motor mit Nachbrenner. Er wurde vom französischen Motorenhersteller Snecma (seit 2016 Safran Aircraft Engines) entwickelt und wird im französischen Kampfflugzeug Mirage 2000 eingesetzt.

Konzeption
Der M53 wurde zwischen 1967 und 1969 entwickelt. Ursprünglich wurde er als „Super Atar“ bezeichnet und stellte einen neuen Versuch dar, einen fortschrittlicheren Motor als den Atar zu entwickeln. Die Ziele bei der Konstruktion waren, ein zweistrahliges Triebwerk mit modularer Bauweise zu schaffen, das weniger komplex und kostengünstiger sein sollte als der Snecma TF306, abgeleitet vom Pratt & Whitney TF30. Daher entwarfen die Ingen

Der M53 sollte ursprünglich eine verbesserte Version des Mirage F1 ausrüsten (der mit der F-16 um einen NATO-Vertrag konkurrierte), das variabel geometrische Flugzeug Mirage G8, das zukünftige Kampfflugzeug und den zweimotorigen Mirage 40003. Letztendlich wurden alle diese Programme aufgegeben, und das einzige Flugzeug, das mit dem M53 ausgestattet ist, ist die Dassault Mirage 2000 in all ihren Versionen

M53
Der erste der 20 Prototypen begann seine Tests im Februar 1970 und der zweite im August desselben Jahres. Die Tests der maximalen Drehgeschwindigkeit und der maximalen Trockenschiebedruck (50,96 kN) wurden im Oktober abgeschlossen. Die Tests des maximalen Schubs mit Nachverbrennung (83,43 kN) wurden im September 1971 abgeschlossen. Der erste Testflug fand im Juli 1973 statt, wobei ein M53 an der Rückseite einer Caravelle anstelle eines Avons

M53-2
Es handelt sich um die erste Serienversion. Es wurde im Mirage F1-M53, im Mirage 4000 und in den Prototypen des Mirage 2000 eingesetzt.

Durchfluss des Luftstroms: 84 kg/s bei einer Drehzahl von 10.200 U/min;
Kompressionsrate des Niederdruckkompressors: 0,32;
Gesamtdruck beim Austritt aus dem Hochdruckkompressor: 8,5 bar;
Maximale Schubkraft mit Nachverbrennung: 83,36 kN;
Maximale Trockenlast: 54,92 kN.

M53-5
Die wichtigste Änderung dieser Version besteht in der Erhöhung der Rotordrehgeschwindigkeit. Sie wurde in die Mirage 2000 eingebaut, die zwischen 1980 und 1985 gebaut wurden (erste Exemplare).

Luftdurchsatz: 85 kg/s bei einer Drehzahl von 10.500 U/min;
Gesamtdruck beim Austritt aus dem Hochdruckkompressor: 9,3 bar;
Maximale Schubkraft mit Nachverbrennung: 88,21 kN;
Maximale Trockenlast: 54,40 kN.

M53-P2

Es wurde ursprünglich M53-7 genannt. Es handelt sich um eine leistungsstärkere Version, die ab 1980 entwickelt wurde, um die schwersten Versionen des Mirage 2000 auszustatten. Seine Produktion begann 1984, ursprünglich zur Ausrüstung der Mirage 2000N (Atomangriff). Der M53-P2 wird seit 2005 nicht mehr produziert, aber die technische Unterstützung soll noch bis 2030 andauern. Es ist jetzt die einzige Version

M53-P20
Diese Version ist identisch mit dem M53-P2, hat jedoch einen maximalen Schub mit Nachbrenner von 98,06 kN. Diese ist nicht mehr zum Kauf erhältlich.

M53-PX3
Seit einem Jahrzehnt hat SNECMA in Zusammenarbeit mit acht Kunden-Luftwaffen Studien durchgeführt, um den Kraftstoffverbrauch seiner Triebwerke zu reduzieren und so die Reichweite der Flugzeuge zu erhöhen. Die Ingenieure versuchen auch, die Temperatur am Turbineneintritt zu senken, um die Lebensdauer der heißen Teile des Triebwerks zu verlängern. Im Laufe der Jahre kamen weitere Ziele hinzu, wie

2002 wurde der verbesserte Reaktor definiert, und die Entwicklung sollte Anfang 2003 beginnen, was jedoch nicht geschah. Im Juni 2003 suchte SNECMA nach Finanzierungsmöglichkeiten bei seinen Kunden und verschiedenen nationalen Industrien. Die bestehenden Motoren können tatsächlich verbessert werden, indem ein Viertel der Teile ersetzt wird, unter anderem ein neuer Turbinensektor und ein neues FADEC, basierend auf dem des M88 (Motor des Rafale).

Präsentation
Der Turbojet M53-P2 ist die zweite operationelle Version der M53-Familie, deren grundlegende Eigenschaften er beibehält:

Starker Schub, bezogen auf das Hauptpaar und die Masse des Reaktors;
Mechanische Einfachheit und Robustheit, unverzichtbare Eigenschaften im Rahmen einer militärischen Nutzung;
Flexible Steuerbarkeit des Schubs über den gesamten Betriebsbereich hinweg, für einen sehr weiten Flug- und Lagebereich des Flugzeugs;
Optimierte Kosten für Produktion, Nutzung und Wartung.
Im Vergleich zum M53-5 bietet es unter stationären Bedingungen eine Steigerung des Schubs um 18 % bei Vollgas ohne Nachverbrennung und um 8 % bei Vollgas mit Nachverbrennung, ohne dass sich die Abmessungen ändern. Diese Leistungsverbesserung wird durch eine Erhöhung erreicht:

Du berichtest über den Druckunterschied zwischen dem Ausgang des HP-Kompressors und dem Eingang des BP-Kompressors;
Von der Turbineneintrittstemperatur;
Dein aufgenommener Luftdurchsatz.
...sowie durch die folgenden technologischen Entwicklungen:

Neuer BP-Kompressor;
Neue HP-Turbine;
Verwendung eines Drosselventils mit variabler Sektion im Sekundärstrom (Blasstrom, oder „Fan“);
Verwendung eines elektronischen Rechners mit digitaler Technologie als Ersatz für den alten elektronischen Rechner mit analoger Technologie.

Hauptschritte des M53-P2-Programms
Die Schlüsselpunkte, von der Entwicklung bis zur Lieferung, waren:

Erste Rotation auf dem Prüfstand, durchgeführt im Juni 1981;
50-stündiger Qualifizierungstest, durchgeführt im Juni 1982;
Erstflug mit der Mirage 2000 im Juli 1983;
Qualifizierungsversuche, die zwischen April und August 1984 durchgeführt wurden;
Lieferung des ersten Serienmotors im April 1985.

Konstruktionsmerkmale
Die wichtigsten Konstruktionsmerkmale des M53-P2-Turbostrahlmotors sind die folgenden:

Nur ein Antriebsbaum (Einzylindermotor);
Ein dreistufiger Niederdruck-Axialkompressor (BP);
Ein 5-stöckiger Hochdruck-Axialkompressor (HP);
Eine gekühlte axiale Turbine mit 2 Stufen;
Eine ringförmige Verbrennungskammer mit Vorverdampfung;
Ein ringförmiger Nachbrennerabschnitt mit separater Einspritzung in die beiden Ströme (Blasluft und Primärluft)
Eine konvergente Düse mit mehreren Öffnungen (Lamellen) und variabler Querschnitt;
Ein digitaler elektronischer Technologie-Regler (FADEC);
Eine modulare Architektur (12 austauschbare Module für eine einzige Motorversion).

Verfassung in Modulen

Die Module eines M53-P2 (mit Ausnahme derer der Düse).

Nachbrennermodule und Düsen des M53-P2.
Die Bauelemente des „Gasgenerators“ des M53-P2 sind die folgenden:

Modul 1 - BP-Kompressor
Modul 2 - Carter Principal
Modul 3 - HP-Kompressor
Modul 4 - Brennkammer
Modul 5 - Vertriebshändler 1. Etage
Modul 6 - Turbine
Modul 7 - Auspuffkrümmer
Modul 11 - Luftansaugöffnung
Modul 12 - Digitaler Rechner
Die Bestandteile der Nachverbrennungsanlage und der Ausstoßdüse sind die folgenden:

Modul 8 - Nachbrenner
Modul 9 - Nachbrennkammer
Modul 10 - Ausstoßdüse
Die Aufteilung in austauschbare Module ermöglicht eine schnelle und kostengünstige Wartung sowie minimierte Betriebskosten durch eine mögliche Optimierung der für die Flugzeugmissionen eingesetzten Ressourcen.

Fördernde Techniken
Die neuesten Fertigungstechniken werden eingesetzt, um diesen Motor mit der von den verschiedenen Nutzern anerkannten Leistung und Zuverlässigkeit zu erhalten:

Verwendung von Titan, legierten Stählen, reflektierenden Legierungen und Verbundmaterialien;
Schweißen durch elektronisches Bombardement;
Laserbohren;
Präzisionsschmieden und Gießen mit Keramikkern.

Aufführungen
Die Leistungen in Bezug auf Schub und spezifischen Verbrauch wurden optimiert, um Missionen im Überschallflug sowie bei niedriger Flughöhe und großer Reichweite zu gewährleisten.

Der Schub, der vom Turbostrahltriebwerk bereitgestellt wird, ist proportional zum Luftdurchfluss, der vom Motor beschleunigt wird, und hängt direkt von den Temperatur- und Druckparametern des Flugbereichs ab. Der Schub nimmt zu, wenn die Temperatur sinkt, und nimmt ab, wenn der Druck sinkt, aber der Einfluss der Druckänderung überwiegt den der Temperatur. Der spezifische Verbrauch, der den Gesamtwirk

Die Hauptmerkmale des Motors sind die folgenden:

Luftdurchsatz: 92 kg/s bei 10.600 U/min;
Druckbericht: 9,8;
Verdünnungsverhältnis: 0,352;
Eintrittstemperatur der Turbine: 1.560 K;
Rotationsregime: 10.600 U/min (103 %);
Maximale Trockenstosskraft: 64,35 kN;
Maximale Schubkraft mit Nachbrenner: 95,13 kN.

Niederdruckkompressor
Es besteht aus drei Etagen, hat aber keine Einlassdrossel. Diese dient normalerweise dazu, einen Kompressorstillstand zu verhindern, indem die Luftströme richtig auf die Rotorblätter geleitet werden. Die Rotorblätter bestehen aus Titanlegierung und haben daher eine bessere Widerstandsfähigkeit gegen Stöße. Was den Rotor betrifft, so verfügt er aufgrund seiner konischen Form über eine Enteisungshaube. Die Temperatur am Ausgang

Auf dem M53 P2 variiert der Verdünnungsgrad je nach den Gesetzen der Motorregelung und abhängig vom betrachteten Betriebspunkt.

Hochdruckkompressor
Es besteht aus fünf Etagen ohne variablen Stator. Ein Dämpfungsgerät ist zwischen den Scheiben Nr. 4 und Nr. 5 installiert, um die Vibrationen zu reduzieren. Die verschiedenen Teile des Hochdruckkompressors bestehen aus Titanlegierung (TA6V oder Ti6Al4V). Die Temperatur am Ausgang des Kompressors beträgt 300 °C.

Verbrennungskammer
Es handelt sich um einen Ringmotor, der Ähnlichkeiten mit denen von Pratt & Whitney aufweist. Er ist so konzipiert, dass er rauchfrei funktioniert.

Sie ist aus einem hitzebeständigen Legierungsmaterial gefertigt und wird durch den Sekundärluftstrom, der aus dem Kompressor entnommen wird, sowie durch den Kraftstoff gekühlt. Sie verfügt über 14 Doppelrohre zur Verdampfung des Kraftstoffs und 7 Öffnungen zur endoskopischen Untersuchung. Die Verbrennungstemperatur erreicht 2.000 °C und fast 1.327 °C (1.600 K) vor der Turbine.

Turbine
Es handelt sich um einen axialen Typ, der aus zwei Stufen besteht, die die Welle der Hoch- und Niederdruckrotoren antreiben. Ihm voraus geht ein Verteiler, der aus einer Scheibe mit hohlen Lamellen besteht, die durch die Luft des Sekundärstroms gekühlt werden. Dieser lenkt den Gasstrom aus der Brennkammer.

Der Rotor ist aus einem hitzebeständigen Legierungsmaterial (NW12KCA) gefertigt. Nach dem Verlassen der Turbine sinkt der Druck von 9 bar auf 3 bar, während die Temperatur von 1.327 °C auf 850-900 °C fällt.

Nachverbrennung
Es besteht aus drei konzentrischen Ringen mit Injektoren, alle aus hitzebeständigem Legierungsmaterial. Diese Ringe befinden sich in einem Kanal aus perforierten Wellblechplatten, ebenfalls aus hitzebeständigem Legierungsmaterial; er wird durch einen Teil der Luft aus dem Sekundärstrom gekühlt, der zwischen den Blechplatten und dem äußeren Titanrohr strömt. Die Temperatur beträgt etwa 850 °C und steigt bei Aktivierung der Nachverb

Tuyère

Der Nachbrennkanal endet in der konvergenten Düse mit variabler Geometrie, die aus Klappen besteht, die von hydraulischen Zylindern betätigt werden. Diese Zylinder, die gemäß der im Rechner programmierten Düsenregelung gesteuert werden, werden mit Kraftstoff unter hohem Druck versorgt, um den Widerstand des heißen Gasstroms gegen die Klappen zu überwinden.

Es besteht aus heißen Klappen, die den Hauptluftstrom lenken, sowie aus kalten Klappen, die den Kühlstrom des PC-Kanals leiten. Dieses Gerät ermöglicht es, die Infrarot-Signatur des Motors zu reduzieren.

Zubehör
Sie sind hauptsächlich an der Vorderseite des Motors gruppiert, auf dem Gerätehalter, der sich unter dem Kompressor befindet.

Rechner

Der digitale Rechner, der an Dämpfern am Rande des Reaktors angebracht ist, wird durch Luft gekühlt, die stromabwärts des BP-Kompressors entnommen wird. Er steuert und kontrolliert den Betrieb des Reaktors entsprechend den vom Piloten über die Gashebel übermittelten Befehlen sowie den Flugbedingungen (Mach, Anstellwinkel...). Der Rechner stellt so die angepassten Sollwerte für jeden Betriebsp

Der Rechner ist mit einem Selbsttest-Programm ausgestattet, das die Schaltungen überprüft, indem es diese in regelmäßigen Abständen abfragt, wodurch die Integrität des Systems gewährleistet und eine einfache Wartung ermöglicht wird.

Regulierungssystem
Einführung
Das Regelsystem des M53-P2-Turboflugzeugtriebwerks besteht aus vier Teilen:

Eine Hauptregulierung;
Die Regulierung des Drosselventils mit variabler Sektion (DSV);
Die Nachverbrennungsregelung;
Der Kraftstoff-Notvorrat.
Die Hauptregelung steuert den Rotationsmodus und die Temperatur am Turbineneingang, indem sie die Schubleistung und den spezifischen Verbrauch (CS) aufrechterhält. Im Transitbetrieb schützt sie den Turbostrahler vor Ausfällen (zu reich oder zu mager), Überhitzung, Stall und rotierendem Ablösen.

Die Regulierung des DSV regelt den Durchflussabschnitt der Gebläseanlage (kalt).

Die PC-Regelung regelt die PC-Kraftstoffströme (primär und Gebläse) gemäß von der Steuereinheit erstellten Gesetzen. Im Falle eines Steuergeräteausfalls ermöglicht die PC-Regelung, die primäre PC in Betrieb zu halten (mit einer ungefähr konstanten Mischung), indem sie die im PC-Hydraulik-Notbetrieb spezifizierten Leistungen sicherstellt.

Im Falle eines schweren Regelungsausfalls ermöglicht die vom Piloten gesteuerte Treibstoffversorgung ein Wiederanlassen im Flug und das Erreichen der im Falle eines Treibstoffausfalls spezifizierten Schubkraft, während gleichzeitig eine tachymetrische und Düsenregelung bei voller Gaszufuhr gewährleistet ist und der Turbojet vor einem Abheben bei niedrigen Drehzahlen geschützt wird.

Hauptregelung

Um die vom Piloten geforderte Schubaufrechterhaltung und den Schutz des Turbofans in den Übergangsphasen des Betriebs zu gewährleisten, besteht die Hauptregelung aus:

Eine tachymetrische Regulierung, die auf die Kraftstoffdosierung einwirkt;
Von einer Düsenregulierung, die auf ihren Auslassabschnitt einwirkt.
Bei stabilisiertem Betrieb ermöglicht die Tachymeter-Regelung, die Drehzahl (N) beizubehalten, die einer Leistungsanforderung des Piloten (Steuerhebelposition) zwischen Leerlauf und Vollgas entspricht, und gleichzeitig die Turbinentemperatur (Tt7) zu begrenzen, wenn der Motor im Vollgasbetrieb ist.

Bei den Transienten ist die Hauptregulation:

Stellen Sie beim Starten die PAP-Funktion (Antipumpenprozedur) sicher;
Beschränke die Verbrennungsreichweite (C/P) zwischen dem Leerlauf- und dem Vollgas-Modus.

DSV-Regulierung
Um die Schubleistung und den spezifischen Verbrauch bei hohen Geschwindigkeiten zu optimieren, muss der Durchschnittsquerschnitt des Sekundärstroms (Blasstrom) an die Flugbedingungen angepasst werden.

Bei niedrigem Betrieb muss die vollständige Öffnung des Durchflussabschnitts des Sekundärstroms (Blasstrom) angeordnet werden, um eine ausreichende Pumpmarge zu erhalten. Bei hoher Neigung (I > 16°) spielt der Motorbetrieb keine Rolle mehr bei der Berechnung der DSV-Position, und im Falle eines Raketenabschusses wird der Düsenabschnitt an die Betriebsbedingungen des DSV angepasst.

Nachverbrennungsregulierung

Kommando ERVD

Funktion „Schuss“

Geschwindigkeitsüberwachung

Behandlungen und Sicherheitsmaßnahmen

Ereignisrekorder

Kraftstoffhilfe

Auto-Schalthebel

Potenzialrechner

Beschränkungen und Schutzmaßnahmen

Einführung
Der M53-P2-Turbofan hat verschiedene Einschränkungen im Flugbereich und bei der Standhaftigkeit gegenüber verschiedenen Belastungsfaktoren.

Bestimmte Betriebsparameter werden überwacht, und die entsprechenden Alarme werden in die Cockpit-Anzeige übertragen. Es werden Vorrichtungen eingesetzt, um den Turbofan vor aerodynamischen Phänomenen des Strömungsablaufs zu schützen, wie z. B. die Rotationsabtrennung und das Stall (auch als „Pumpen“ des Kompressors bezeichnet).

Betriebsgrenzen
Der Betriebsbereich des Turboreaktors ist eng mit dem des Flugzeugs, für das er konzipiert wurde, verbunden. Dieser Bereich wird durch eine Hülle in einem Feld dargestellt, das Informationen über Höhe, Machzahl und Fluggeschwindigkeit enthält. Innerhalb dieser Hülle gibt es einen Einschränkungsbereich für den Betrieb, in dem die Kombination aus Höhe und niedrigen Geschwindigkeiten für den Betrieb von Turboreaktoren nicht günstig ist.

Im Bereich des Flugzeugfluges wird der Turbostrahltriebwerk durch Beschleunigungen entlang der Längsachse (X) beansprucht, die keiner besonderen Begrenzung unterliegt, und der vertikalen Achse (Z), für die der Motorenhersteller eine zeitliche und häufige Begrenzung für negative "g"-Werte und eine Begrenzung von 9 g für positive Werte vorschreibt. Bei normaler Nutzung stellen die Motorsteuerungs- und Führungsin

Die verschiedenen Überwachungsparameter, die an die Steuerwarte übermittelt werden, sind:

Das N-Regime;
Die Turbinenausgangstemperatur Tt7;
Der Kraftstoffdruck PCA;
Der Öldruck PH;
Der Betriebszustand des PCs;
Der Zustand der Regulierung;
Der Zustand des DSV-Dosierers mit variabler Sektion.

Schutz vor einem Ausstieg aus der Schule
Analyse des Phänomens
Bei einem Axialkompressor ist ein Strömungsabbruch ein aerodynamisches Phänomen, das durch das Ablösen von Luftströmen auf der Oberseite eines Teils oder der gesamten Rotor- oder Statorflügel entsteht. Dieses Phänomen, das auf ein Überschreiten der Grenzlast der Flügel zurückzuführen ist, führt zu einer schnellen Verringerung des Luftstroms und einem Abfall des Druckverhältnisses, was unmittelbar zu

Es gibt verschiedene Arten von Ausfällen, und sie können nach ihren Auswirkungen auf das Funktionieren des Turbostarters eingeteilt werden:

Der Hochgeschwindigkeits-Stall (unbekannt beim M53), der hauptsächlich die letzten Stufen des Kompressors betrifft und bei einigen Turbostrahlmotoren zu einer reichhaltigen Abschaltung der Brennkammer führt, der nicht durch die Regulierung ausgeglichen werden kann;
Das Abstürzen bei Beschleunigung, bei dem die Regelung schnell genug reagiert, um es sofort zu beenden;
Der Rotationsabbruch, der den festen oder beweglichen Teil des ersten Verdichterstufen betrifft und durch eine Ablösungszone von Luftströmen gekennzeichnet ist, die sich entgegen der Rotationsrichtung mit einer Geschwindigkeit bewegen, die unter der Rotationsgeschwindigkeit liegt. Dies führt zu einer Ablösung des Luftstroms, der von der Oberseite zur Unterseite fließt, ohne eine signifikante Verringerung des gesamten momentanen Durchflusses.

Schnelle Beschleunigung
Ausgehend von stabilen Bedingungen führt ein schneller Anstieg des Kraftstoffflusses durch eine rasche Bewegung des Gashebel, zu einer Erhöhung der Temperatur vor der Turbine (Tt5), was bei nahezu konstantem Wirkungsgrad zu einer Verringerung des Luftstroms und einer Erhöhung des Druckverhältnisses durch thermische Behinderung im Turbinenverteiler führt. Der Betriebspunkt des Turboreaktors bewegt sich in Richt

Es ist das Beschleunigungssteuerungssystem, das die Erhöhung des Kraftstoffdurchflusses begrenzt, damit der Betriebspunkt des Motors im Übergangsmodus die Absturzgrenze nicht beeinträchtigt.

Schnelle Verlangsamung
Ausgehend von den stabilisierten Bedingungen bei voller Gasabgabe zeigt die Düse im Falle einer schnellen Verlangsamung eine erhebliche Verzögerung bei der Öffnung, was zu einem schwingenden Abheben bei niedrigen Drehzahlen führen kann. Um dem entgegenzuwirken, bewirkt ein Gerät eine schnelle Öffnung der Düse bei der Erkennung eines zu geringen Durchflusses bei niedrigen Drehzahlen.

Zündung der Nachverbrennung

Nach dem Zünden der Nachverbrennung entsteht eine thermische Behinderung im PC-Kanal, was zu einer Verringerung des Luftstroms und einer Erhöhung des Druckverhältnisses führt. Der Betriebspunkt des Turboreaktors verschiebt sich in Richtung der Stallgrenze. Wenn die Verschiebung unter der Stallmarge des Kompressors liegt, bringt die Regelung den Betriebspunkt auf seine ursprüngliche Position zurück. Ist dies nicht der Fall, stallt

Um eine ausreichende Ausfallmarge zum Zeitpunkt der Zündung des PC sicherzustellen, steuert die Regelung eine Voröffnung der Düse während der vorherigen Phase des Füllens der PC-Rampen. Sobald der PC gezündet ist, haben plötzliche Änderungen der PC-Last (schnelle Zunahme des Kraftstoffs) durch den Piloten die gleichen Nachteile wie bei der Zündung, jedoch in einem progressiveren Maße, was es der Regelung

Brutale Absorption von heißen Gasen während eines Waffentests.
Die Absorption von heißem Gas durch den Turbojet während eines Raketenstarts führt zu einem plötzlichen Anstieg der Eingangstemperatur (Tt2) des Kompressors. Um zu verhindern, dass der transiente Betriebspunkt des Turbojets die Stallgrenze erreicht, verursacht ein Gerät namens "Startverdünner" verschiedene Störungen in den Regelgesetzen, der Düse und des DSV (variabler Absperrventil). Somit erhöht sich

Eigenschaften der M53-2, M53-5 oder M53-P2
Länge: 4 853 mm oder 5 070 mm
Diameter: 1.055 mm
Masse :1 420 kg oder 1 470 kg oder 1 500 kg
Maximale Push-Up
(ohne Last): 54,92 kN oder 54,4 kN oder 64,35 kN
Kraftstoffverbrauch
(Maxi à sec): 24,64 mg/N·s oder 25,55 mg/N·s

Benutzer
Der M53 wird in neun Luftwaffen auf vier Kontinenten eingesetzt, die den Mirage 2000 einsetzen. Im Januar 1999 hatte Snecma 675 M53-Turbofans ausgeliefert. Im Juli 2002 versuchte Snecma erfolglos, M53-P2 an Brasilien zu verkaufen, um dessen Mirage 2000, lokal als F-2000 bezeichnet, anzutreiben. Im April 2007 hatten 644 Motoren mehr als 1.500.000 Betriebsstunden absolv

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