Motor a reacción
Un motor a reacción es un tipo de motor de reacción que descarga un jet de movimiento rápido que genera empuje por propulsión a chorro. Si bien esta definición amplia puede incluir propulsión de cohetes, chorro de agua e híbrida, el término motor a reacción generalmente se refiere a un motor a reacción de combustión interna que respira aire, como un turborreactor, un turboventilador, un estatorreactor o un reactor de impulsos. En general, los motores a reacción son motores de combustión interna.
Los motores a reacción que respiran aire generalmente cuentan con un compresor de aire giratorio accionado por una turbina, y la energía sobrante proporciona empuje a través de la boquilla propulsora; este proceso se conoce como el ciclo termodinámico de Brayton. Los aviones a reacción utilizan este tipo de motores para viajes de larga distancia. Los primeros aviones a reacción usaban motores turborreactores que eran relativamente ineficientes para vuelos subsónicos. La mayoría de los aviones a reacción subsónicos modernos utilizan motores turbofan de derivación alta más complejos. Brindan mayor velocidad y mayor eficiencia de combustible que los motores aeronáuticos de pistón y hélice en largas distancias. Algunos motores de respiración de aire fabricados para aplicaciones de alta velocidad (estatorreactores y estatorreactores) utilizan el efecto de ariete de la velocidad del vehículo en lugar de un compresor mecánico.
El empuje de un motor de avión típico pasó de 5000 lbf (22 000 N) (turborreactor de Havilland Ghost) en la década de 1950 a 115 000 lbf (510 000 N) (turboventilador General Electric GE90) en la década de 1990, y su confiabilidad pasó de 40 en vuelo paradas por 100.000 horas de vuelo del motor a menos de 1 por 100.000 a fines de la década de 1990. Esto, combinado con un consumo de combustible muy reducido, permitió vuelos transatlánticos de rutina en aviones bimotores a principios de siglo, donde anteriormente un viaje similar habría requerido múltiples paradas de combustible.
Historia
El principio del motor a reacción no es nuevo; sin embargo, los avances técnicos necesarios para que la idea funcionara no se materializaron hasta el siglo XX. Una demostración rudimentaria de la potencia a reacción se remonta al eolipile, un dispositivo descrito por Héroe de Alejandría en el Egipto del siglo I. Este dispositivo dirigía la energía del vapor a través de dos boquillas para hacer que una esfera girara rápidamente sobre su eje. Se vio como una curiosidad. Mientras tanto, las aplicaciones prácticas de la turbina se pueden ver en la rueda hidráulica y el molino de viento.
Los historiadores han rastreado aún más el origen teórico de los principios de los motores a reacción hasta los sistemas de propulsión de cohetes y fuegos artificiales chinos tradicionales. El uso de tales dispositivos para volar está documentado en la historia del soldado otomano Lagâri Hasan Çelebi, quien supuestamente logró volar usando un cohete en forma de cono en 1633.
Los primeros intentos de motores a reacción de respiración de aire fueron diseños híbridos en los que una fuente de energía externa comprimía primero el aire, que luego se mezclaba con combustible y se quemaba para el empuje del avión. El Caproni Campini N.1 y el motor japonés Tsu-11 destinado a impulsar los aviones kamikaze Ohka hacia el final de la Segunda Guerra Mundial no tuvieron éxito.
Incluso antes del comienzo de la Segunda Guerra Mundial, los ingenieros comenzaban a darse cuenta de que los motores que impulsaban las hélices se acercaban a sus límites debido a problemas relacionados con la eficiencia de las hélices, que disminuía a medida que las puntas de las palas se acercaban a la velocidad del sonido. Si el rendimiento de la aeronave aumentara más allá de esa barrera, se necesitaría un mecanismo de propulsión diferente. Esta fue la motivación detrás del desarrollo del motor de turbina de gas, la forma más común de motor a reacción.
La clave de un motor a reacción práctico era la turbina de gas, que extraía energía del propio motor para accionar el compresor. La turbina de gas no era una idea nueva: la patente de una turbina estacionaria se concedió a John Barber en Inglaterra en 1791. La primera turbina de gas que funcionó con éxito de manera autosuficiente fue construida en 1903 por el ingeniero noruego Ægidius Elling. Dichos motores no llegaron a fabricarse por cuestiones de seguridad, fiabilidad, peso y, sobre todo, funcionamiento sostenido.
La primera patente para el uso de una turbina de gas para propulsar un avión fue presentada en 1921 por Maxime Guillaume. Su motor era un turborreactor de flujo axial, pero nunca se construyó, ya que habría requerido avances considerables sobre el estado del arte en compresores. Alan Arnold Griffith publicó An Aerodynamic Theory of Turbine Design en 1926, lo que llevó a un trabajo experimental en la RAE.
En 1928, el cadete de la RAF College Cranwell, Frank Whittle, presentó formalmente sus ideas para un turborreactor a sus superiores. En octubre de 1929, desarrolló aún más sus ideas. El 16 de enero de 1930, en Inglaterra, Whittle presentó su primera patente (concedida en 1932). La patente mostraba un compresor axial de dos etapas que alimentaba un compresor centrífugo de un solo lado. Los compresores axiales prácticos fueron posibles gracias a las ideas de AAGriffith en un artículo seminal en 1926 ("Una teoría aerodinámica del diseño de turbinas"). Whittle se concentraría más tarde solo en el compresor centrífugo más simple. Whittle no pudo interesar al gobierno en su invento y el desarrollo continuó a un ritmo lento.
En 1935, Hans von Ohain comenzó a trabajar en un diseño similar en Alemania, tanto el compresor como la turbina eran radiales, en lados opuestos del mismo disco, inicialmente sin conocer el trabajo de Whittle.El primer dispositivo de Von Ohain fue estrictamente experimental y solo podía funcionar con energía externa, pero pudo demostrar el concepto básico. Luego, Ohain conoció a Ernst Heinkel, uno de los industriales aeronáuticos más grandes de la época, quien inmediatamente vio la promesa del diseño. Heinkel había comprado recientemente la empresa de motores Hirth, y Ohain y su maestro maquinista Max Hahn se establecieron allí como una nueva división de la empresa Hirth. Tenían su primer motor centrífugo HeS 1 en funcionamiento en septiembre de 1937. A diferencia del diseño de Whittle, Ohain usaba hidrógeno como combustible, suministrado bajo presión externa. Sus diseños posteriores culminaron en el HeS 3 de gasolina de 5 kN (1100 lbf), que se instaló en el fuselaje simple y compacto He 178 de Heinkel y fue volado por Erich Warsitz en la madrugada del 27 de agosto de 1939. del aeródromo de Rostock-Marienehe, un tiempo impresionantemente corto para el desarrollo. El He 178 fue el primer avión a reacción del mundo.Heinkel solicitó una patente estadounidense que cubría la planta de energía de aviones de Hans Joachim Pabst von Ohain el 31 de mayo de 1939; número de patente US2256198, con M Hahn mencionado como inventor.
El austriaco Anselm Franz de la división de motores de Junkers (Junkers Motoren o "Jumo") introdujo el compresor de flujo axial en su motor a reacción. A Jumo se le asignó el siguiente número de motor en la secuencia de numeración RLM 109-0xx para centrales eléctricas de aviones de turbina de gas, "004", y el resultado fue el motor Jumo 004. Después de que se resolvieron muchas dificultades técnicas menores, la producción en masa de este motor comenzó en 1944 como motor para el primer avión de combate a reacción del mundo, el Messerschmitt Me 262 (y más tarde el primer avión bombardero a reacción del mundo, el Arado Ar 234). Una variedad de razones conspiraron para retrasar la disponibilidad del motor, lo que provocó que el caza llegara demasiado tarde para mejorar la posición de Alemania en la Segunda Guerra Mundial, sin embargo, este fue el primer motor a reacción que se usó en servicio.
Mientras tanto, en Gran Bretaña, el Gloster E28/39 tuvo su vuelo inaugural el 15 de mayo de 1941 y el Gloster Meteor finalmente entró en servicio con la RAF en julio de 1944. Estos estaban propulsados por motores turborreactores de Power Jets Ltd., creados por Frank Whittle. Los dos primeros aviones turborreactores operativos, el Messerschmitt Me 262 y luego el Gloster Meteor entraron en servicio con tres meses de diferencia en 1944, el Me 262 en abril y el Gloster Meteor en julio.
Después del final de la guerra, los aviones a reacción y los motores a reacción alemanes fueron estudiados exhaustivamente por los aliados victoriosos y contribuyeron al trabajo en los primeros aviones de combate soviéticos y estadounidenses. El legado del motor de flujo axial se ve en el hecho de que prácticamente todos los motores a reacción de los aviones de ala fija se han inspirado en este diseño.
En la década de 1950, el motor a reacción era casi universal en los aviones de combate, con la excepción de los de carga, enlace y otros tipos especiales. En este punto, algunos de los diseños británicos ya estaban autorizados para uso civil y habían aparecido en los primeros modelos como el de Havilland Comet y el Avro Canada Jetliner. En la década de 1960, todos los aviones civiles grandes también tenían propulsión a chorro, dejando el motor de pistón en funciones de nicho de bajo costo, como vuelos de carga.
La eficiencia de los motores turborreactores seguía siendo bastante peor que la de los motores de pistón, pero en la década de 1970, con la llegada de los motores a reacción turborreactores de derivación alta (una innovación no prevista por los primeros comentaristas como Edgar Buckingham, a altas velocidades y altitudes que parecían absurdo para ellos), la eficiencia del combustible era casi la misma que la de los mejores motores de pistón y hélice.
Usos
Los motores a reacción impulsan aviones a reacción, misiles de crucero y vehículos aéreos no tripulados. En forma de motores de cohetes, impulsan fuegos artificiales, modelos de cohetes, vuelos espaciales y misiles militares.
Los motores a reacción han propulsado a los coches de alta velocidad, en particular a los coches de carreras, con el récord de todos los tiempos en manos de un coche cohete. Un automóvil propulsado por turboventilador, ThrustSSC, actualmente tiene el récord de velocidad en tierra.
Los diseños de motores a reacción se modifican con frecuencia para aplicaciones no aeronáuticas, como turbinas de gas industriales o centrales eléctricas marinas. Estos se utilizan en la generación de energía eléctrica, para alimentar bombas de agua, gas natural o aceite, y proporcionar propulsión para barcos y locomotoras. Las turbinas de gas industriales pueden generar hasta 50 000 caballos de fuerza en el eje. Muchos de estos motores se derivan de turborreactores militares más antiguos, como los modelos Pratt & Whitney J57 y J75. También existe un derivado del turboventilador de derivación baja P&W JT8D que genera hasta 35 000 caballos de fuerza (HP).
Los motores a reacción también se desarrollan a veces o comparten ciertos componentes, como núcleos de motor, con motores turboeje y turbohélice, que son formas de motores de turbina de gas que se utilizan normalmente para propulsar helicópteros y algunos aviones propulsados por hélice.
Tipos de motores a reacción
Hay una gran cantidad de tipos diferentes de motores a reacción, todos los cuales logran un empuje hacia adelante a partir del principio de propulsión a chorro.
Respirar aire
Comúnmente, los aviones son propulsados por motores a reacción que respiran aire. La mayoría de los motores a reacción que respiran aire que están en uso son motores a reacción turboventiladores, que brindan una buena eficiencia a velocidades justo por debajo de la velocidad del sonido.
Impulsado por turbina
Las turbinas de gas son motores rotativos que extraen energía de un flujo de gas de combustión. Tienen un compresor aguas arriba acoplado a una turbina aguas abajo con una cámara de combustión en el medio. En los motores de aeronaves, esos tres componentes principales a menudo se denominan "generador de gas". Hay muchas variaciones diferentes de turbinas de gas, pero todas usan un sistema generador de gas de algún tipo.
Turborreactor
Un motor turborreactor es un motor de turbina de gas que funciona comprimiendo aire con una entrada y un compresor (axial, centrífugo o ambos), mezclando combustible con el aire comprimido, quemando la mezcla en la cámara de combustión y luego pasando el aire caliente a alta presión. aire a través de una turbina y una tobera. El compresor es accionado por la turbina, que extrae energía del gas en expansión que lo atraviesa. El motor convierte la energía interna del combustible en energía cinética en el escape, produciendo empuje. Todo el aire absorbido por la entrada pasa a través del compresor, la cámara de combustión y la turbina, a diferencia del motor turboventilador que se describe a continuación.
Turboventilador
Los turboventiladores se diferencian de los turborreactores en que tienen un ventilador adicional en la parte delantera del motor, que acelera el aire en un conducto sin pasar por el motor de turbina de gas central. Los turboventiladores son el tipo de motor dominante para los aviones de mediano y largo alcance.
Los turboventiladores suelen ser más eficientes que los turborreactores a velocidades subsónicas, pero a altas velocidades su gran área frontal genera más resistencia. Por lo tanto, en vuelos supersónicos y en aeronaves militares y de otro tipo donde otras consideraciones tienen una prioridad más alta que la eficiencia del combustible, los ventiladores tienden a ser más pequeños o estar ausentes.
Debido a estas distinciones, los diseños de motores turboventiladores a menudo se clasifican como de derivación baja o de derivación alta, según la cantidad de aire que pasa por alto el núcleo del motor. Los turboventiladores de derivación baja tienen una relación de derivación de alrededor de 2:1 o menos.
Compresión de carnero
Los motores a reacción de compresión Ram son motores de respiración de aire similares a los motores de turbina de gas y ambos siguen el ciclo Brayton. Sin embargo, los motores de turbina de gas y de ariete difieren en la forma en que comprimen el flujo de aire entrante. Mientras que los motores de turbina de gas usan compresores axiales o centrífugos para comprimir el aire entrante, los motores de ariete dependen únicamente del aire comprimido a través de la entrada o el difusor. Por lo tanto, un motor ram requiere una velocidad aerodinámica de avance inicial sustancial antes de que pueda funcionar. Los motores ram se consideran el tipo más simple de motor a reacción de respiración de aire porque no pueden contener partes móviles.
Los estatorreactores son motores a reacción impulsados por ram. Son mecánicamente simples y funcionan con menos eficiencia que los turborreactores, excepto a velocidades muy altas.
Los Scramjets difieren principalmente en el hecho de que el aire no se desacelera a velocidades subsónicas. Más bien, usan combustión supersónica. Son eficientes incluso a mayor velocidad. Muy pocos han sido construidos o volados.
Combustión no continua
| Escribe | Descripción | Ventajas | Desventajas |
|---|---|---|---|
| motorreactor | Funciona como un turborreactor pero un motor de pistón impulsa el compresor en lugar de una turbina. | Mayor velocidad de escape que una hélice, lo que ofrece un mejor empuje a alta velocidad | Pesado, ineficiente y con poca potencia. Ejemplo: Caproni Campini N.1. |
| Pulsejet | El aire se comprime y se quema intermitentemente en lugar de continuamente. Algunos diseños usan válvulas. | Diseño muy simple, utilizado para la bomba voladora V-1 y, más recientemente, en modelos de aviones. | Ruidoso, ineficiente (relación de compresión baja), funciona mal a gran escala, las válvulas en diseños con válvulas se desgastan rápidamente |
| Motor de detonación de pulso | Similar a un pulsorreactor, pero la combustión ocurre como una detonación en lugar de una deflagración, puede o no necesitar válvulas | Máxima eficiencia teórica del motor | Extremadamente ruidoso, partes sujetas a fatiga mecánica extrema, difícil iniciar la detonación, no práctico para el uso actual |
Otros tipos de propulsión a chorro
Cohete
El motor de cohete utiliza los mismos principios físicos básicos de empuje que una forma de motor de reacción, pero se diferencia del motor a reacción en que no requiere aire atmosférico para proporcionar oxígeno; el cohete lleva todos los componentes de la masa de reacción. Sin embargo, algunas definiciones lo tratan como una forma de propulsión a chorro.
Debido a que los cohetes no respiran aire, esto les permite operar a altitudes arbitrarias y en el espacio.
Este tipo de motor se utiliza para el lanzamiento de satélites, exploración espacial y acceso tripulado, y permitió aterrizar en la luna en 1969.
Los motores de cohetes se utilizan para vuelos a gran altitud, o en cualquier lugar donde se necesiten aceleraciones muy altas, ya que los propios motores de cohetes tienen una relación empuje-peso muy alta.
Sin embargo, la alta velocidad de escape y el propulsor más pesado y rico en oxidantes dan como resultado un uso mucho mayor del propulsor que los turboventiladores. Aun así, a velocidades extremadamente altas se vuelven energéticamente eficientes.
Una ecuación aproximada para el empuje neto de un motor cohete es:
Donde 
| Escribe | Descripción | Ventajas | Desventajas |
|---|---|---|---|
| Cohete | Lleva todos los propulsores y oxidantes a bordo, emite chorro para propulsión | Muy pocas piezas móviles. Mach 0 a Mach 25+; eficiente a muy alta velocidad (> Mach 5.0 más o menos). Relación empuje/peso superior a 100. Sin entradas de aire complejas. Alta relación de compresión. Escape de muy alta velocidad (hipersónico). Buena relación costo/empuje. Bastante fácil de probar. Funciona en el vacío; de hecho, funciona mejor fuera de la atmósfera, que es más amable con la estructura del vehículo a alta velocidad. Área de superficie bastante pequeña para mantenerse fresco y sin turbina en la corriente de escape caliente. La combustión a muy alta temperatura y la boquilla de alta relación de expansión brindan una eficiencia muy alta a velocidades muy altas. | Necesita mucho propulsor. Impulso específico muy bajo, típicamente de 100 a 450 segundos. Las tensiones térmicas extremas de la cámara de combustión pueden dificultar la reutilización. Por lo general, requiere llevar oxidante a bordo, lo que aumenta los riesgos. Extraordinariamente ruidoso. |
Híbrido
Los motores de ciclo combinado utilizan simultáneamente dos o más principios diferentes de propulsión a chorro.
| Escribe | Descripción | Ventajas | Desventajas |
|---|---|---|---|
| turbocohete | Un turborreactor en el que se agrega un oxidante adicional, como el oxígeno, a la corriente de aire para aumentar la altitud máxima. | Muy similar a los diseños existentes, opera a gran altitud, amplia gama de altitudes y velocidades aerodinámicas | Velocidad aerodinámica limitada al mismo rango que el motor turborreactor, llevar oxidante como LOX puede ser peligroso. Mucho más pesado que simples cohetes. |
| Cohete aumentado por aire | Esencialmente, un estatorreactor donde el aire de admisión se comprime y se quema con el escape de un cohete. | Mach 0 a Mach 4.5+ (también puede funcionar exoatmosférica), buena eficiencia en Mach 2 a 4 | Eficiencia similar a los cohetes a baja velocidad o exoatmosféricos, dificultades de entrada, un tipo relativamente poco desarrollado e inexplorado, dificultades de enfriamiento, muy ruidoso, la relación empuje/peso es similar a los estatorreactores. |
| Chorros preenfriados / LACE | El aire de admisión se enfría a temperaturas muy bajas en la entrada de un intercambiador de calor antes de pasar por un estatorreactor y/o turborreactor y/o motor cohete. | Fácilmente probado en tierra. Son posibles relaciones de empuje/peso muy altas (~14) junto con una buena eficiencia de combustible en una amplia gama de velocidades, Mach 0–5.5+; esta combinación de eficiencias puede permitir el lanzamiento a órbita, una sola etapa o viajes intercontinentales muy rápidos y de muy larga distancia. | Existe solo en la etapa de creación de prototipos de laboratorio. Los ejemplos incluyen RB545, motores de reacción SABRE, ATREX. Requiere combustible de hidrógeno líquido que tiene una densidad muy baja y requiere tanques fuertemente aislados. |
Chorro de agua
Un chorro de agua, o bomba de chorro, es un sistema de propulsión marina que utiliza un chorro de agua. La disposición mecánica puede ser una hélice canalizada con tobera o un compresor centrífugo y tobera. La bomba de chorro debe ser accionada por un motor independiente, como un diésel o una turbina de gas.
| Escribe | Descripción | Ventajas | Desventajas |
|---|---|---|---|
| Chorro de agua | Para propulsar cohetes de agua y lanchas a motor; arroja agua por la espalda a través de una boquilla | En embarcaciones, puede navegar en aguas poco profundas, alta aceleración, sin riesgo de sobrecarga del motor (a diferencia de las hélices), menos ruido y vibración, altamente maniobrable a todas las velocidades de la embarcación, eficiencia de alta velocidad, menos vulnerable a daños por escombros, muy confiable, más carga flexibilidad, menos dañino para la vida silvestre | Puede ser menos eficiente que una hélice a baja velocidad, más costosa, mayor peso en la embarcación debido al agua arrastrada, no funcionará bien si la embarcación es más pesada que el tamaño del jet |
Principios físicos generales
Todos los motores a reacción son motores de reacción que generan empuje emitiendo un chorro de fluido hacia atrás a una velocidad relativamente alta. Las fuerzas en el interior del motor necesarias para crear este chorro dan un fuerte empuje al motor que empuja la nave hacia adelante.
Los motores a reacción fabrican su propulsor a partir del propulsor almacenado en tanques que están conectados al motor (como en un 'cohete'), así como en motores de conductos (los que se usan comúnmente en los aviones) al ingerir un fluido externo (normalmente aire) y expulsarlo a mayor velocidad
Boquilla propulsora
La tobera propulsora es el componente clave de todos los motores a reacción, ya que crea el chorro de escape. Las boquillas propulsoras convierten la energía interna y de presión en energía cinética de alta velocidad. La presión y la temperatura totales no cambian a través de la boquilla, pero sus valores estáticos caen a medida que el gas se acelera.
La velocidad del aire que ingresa a la boquilla es baja, alrededor de Mach 0,4, un requisito previo para minimizar las pérdidas de presión en el conducto que conduce a la boquilla. La temperatura que ingresa a la boquilla puede ser tan baja como la temperatura ambiente a nivel del mar para una boquilla de abanico en el aire frío en altitudes de crucero. Puede ser tan alta como la temperatura de los gases de escape de 1000 K para un motor de poscombustión supersónico o 2200 K con el posquemador encendido. La presión que ingresa a la boquilla puede variar desde 1,5 veces la presión fuera de la boquilla, para un ventilador de una sola etapa, hasta 30 veces para el avión tripulado más rápido a Mach 3+.
Las boquillas convergentes solo pueden acelerar el gas hasta condiciones sónicas locales (Mach 1). Para alcanzar altas velocidades de vuelo, se requieren velocidades de escape aún mayores, por lo que a menudo se usa una tobera convergente-divergente en aviones de alta velocidad.
El empuje de la boquilla es mayor si la presión estática del gas alcanza el valor ambiental cuando sale de la boquilla. Esto solo sucede si el área de salida de la boquilla tiene el valor correcto para la relación de presión de la boquilla (npr). Dado que el npr cambia con el ajuste del empuje del motor y la velocidad de vuelo, esto rara vez ocurre. También a velocidades supersónicas, el área divergente es menor que la requerida para dar una expansión interna completa a la presión ambiental como contrapartida con la resistencia del cuerpo externo. Whitford da el F-16 como ejemplo. Otros ejemplos subexpandidos fueron el XB-70 y el SR-71.
El tamaño de la boquilla, junto con el área de las boquillas de la turbina, determina la presión de funcionamiento del compresor.
Empuje
Eficiencia energética en relación con los motores a reacción de los aviones
Esta descripción general destaca dónde ocurren las pérdidas de energía en las centrales eléctricas completas de los aviones a reacción o en las instalaciones de motores.
Un motor a reacción en reposo, como en un banco de pruebas, aspira combustible y genera empuje. Lo bien que lo hace se juzga por la cantidad de combustible que usa y la fuerza que se requiere para contenerlo. Esta es una medida de su eficiencia. Si algo se deteriora dentro del motor (lo que se conoce como deterioro del rendimiento)) será menos eficiente y esto se notará cuando el combustible produzca menos empuje. Si se realiza un cambio en una parte interna que permita que el aire/gases de combustión fluyan más suavemente, el motor será más eficiente y usará menos combustible. Se usa una definición estándar para evaluar cómo diferentes cosas cambian la eficiencia del motor y también para permitir que se hagan comparaciones entre diferentes motores. Esta definición se llama consumo específico de combustible, o cuánto combustible se necesita para producir una unidad de empuje. Por ejemplo, se sabrá para un diseño de motor en particular que si se suavizan algunos bultos en un conducto de derivación, el aire fluirá más suavemente, lo que dará una reducción de la pérdida de presión del x% y se necesitará un y% menos de combustible para obtener el rendimiento. fuera de empuje, por ejemplo. Esta comprensión se incluye en la disciplina de ingeniería Rendimiento del motor a reacción.
La eficiencia del motor está controlada principalmente por las condiciones de funcionamiento dentro del motor, que son la presión producida por el compresor y la temperatura de los gases de combustión en el primer juego de álabes de la turbina giratoria. La presión es la presión de aire más alta en el motor. La temperatura del rotor de la turbina no es la más alta en el motor, pero es la más alta en la que tiene lugar la transferencia de energía (las temperaturas más altas ocurren en la cámara de combustión). La presión y la temperatura anteriores se muestran en un diagrama de ciclo termodinámico.
La eficiencia se modifica aún más por la suavidad con que el aire y los gases de combustión fluyen a través del motor, qué tan bien se alinea el flujo (conocido como ángulo de incidencia) con los pasajes móviles y estacionarios en los compresores y turbinas. Los ángulos no óptimos, así como el paso no óptimo y las formas de las palas pueden provocar el engrosamiento y la separación de las capas límite y la formación de ondas de choque. Es importante reducir la velocidad del flujo (menor velocidad significa menos pérdidas de presión o caída de presión) cuando viaja a través de conductos que conectan las diferentes partes. La contribución de los componentes individuales a convertir el combustible en empuje se cuantifica mediante medidas como la eficiencia de los compresores, las turbinas y la cámara de combustión y las pérdidas de presión de los conductos. Estos se muestran como líneas en un diagrama de ciclo termodinámico.
La eficiencia del motor, o eficiencia térmica, conocida como 
El motor necesita aire comprimido para funcionar correctamente. Este aire proviene de su propio compresor y se denomina aire secundario. No contribuye a generar empuje, por lo que hace que el motor sea menos eficiente. Se utiliza para preservar la integridad mecánica del motor, para evitar el sobrecalentamiento de las piezas y para evitar que el aceite se escape de los cojinetes, por ejemplo. Solo parte de este aire tomado de los compresores regresa al flujo de la turbina para contribuir a la producción de empuje. Cualquier reducción en la cantidad necesaria mejora la eficiencia del motor. Nuevamente, se sabrá para un diseño de motor particular que un requisito reducido para el flujo de enfriamiento de x% reducirá el consumo específico de combustible en y%. En otras palabras, se requerirá menos combustible para dar empuje al despegue, por ejemplo. El motor es más eficiente.
Todas las consideraciones anteriores son básicas para que el motor funcione solo y, al mismo tiempo, no haga nada útil, es decir, no está moviendo una aeronave ni suministrando energía para los sistemas eléctrico, hidráulico y de aire de la aeronave. En el avión, el motor cede parte de su potencial de producción de empuje, o combustible, para impulsar estos sistemas. Estos requisitos, que provocan pérdidas en la instalación, reducen su eficiencia. Está usando algo de combustible que no contribuye al empuje del motor.
Finalmente, cuando el avión está volando, el propio chorro propulsor contiene energía cinética desperdiciada después de haber dejado el motor. Esto se cuantifica mediante el término eficiencia de propulsión, o Froude, 
La eficiencia general del motor a la velocidad de vuelo se define como 
La 
La tobera propulsora a velocidades superiores a aproximadamente Mach 2 generalmente tiene pérdidas de empuje internas adicionales porque el área de salida no es lo suficientemente grande como compensación con la resistencia externa del cuerpo de popa.
Aunque un motor de derivación mejora la eficiencia de propulsión, incurre en pérdidas propias dentro del propio motor. Se debe agregar maquinaria para transferir energía desde el generador de gas a un flujo de aire de derivación. La baja pérdida de la tobera propulsora de un turborreactor se suma a pérdidas adicionales debido a ineficiencias en la turbina y el ventilador agregados. Estos pueden estar incluidos en una eficiencia de transmisión o transferencia 
Con el advenimiento de los turboventiladores con su maquinaria generadora de pérdidas, Bennett ha separado lo que sucede dentro del motor, por ejemplo, entre el generador de gas y la maquinaria de transferencia dando 
La eficiencia energética (
- eficiencia de propulsión (
- eficiencia del ciclo (
Aunque la eficiencia energética global
para todos los motores a reacción, la eficiencia de propulsión es más alta a medida que la velocidad del chorro de escape se acerca a la velocidad del vehículo, ya que esto proporciona la energía cinética residual más pequeña. Para un motor que respira aire, una velocidad de escape igual a la velocidad del vehículo, o 
Y para un cohete:
Además de la eficiencia propulsora, otro factor es la eficiencia del ciclo; un motor a reacción es una forma de motor térmico. La eficiencia del motor térmico está determinada por la relación entre las temperaturas alcanzadas en el motor y las que salen por la boquilla. Esto ha mejorado constantemente con el tiempo a medida que se han introducido nuevos materiales para permitir temperaturas de ciclo máximas más altas. Por ejemplo, se han desarrollado materiales compuestos, que combinan metales con cerámica, para palas de turbinas HP, que funcionan a la temperatura máxima del ciclo. La eficiencia también está limitada por la relación de presión general que se puede lograr. La eficiencia del ciclo es más alta en los motores de cohetes (~60+%), ya que pueden alcanzar temperaturas de combustión extremadamente altas. La eficiencia del ciclo en turborreactores y similares está más cerca del 30%, debido a temperaturas máximas de ciclo mucho más bajas.
La eficiencia de combustión de la mayoría de los motores de turbina de gas de aviones en condiciones de despegue a nivel del mar es casi del 100%. Disminuye de forma no lineal al 98% en condiciones de altitud de crucero. La relación aire-combustible varía de 50:1 a 130:1. Para cualquier tipo de cámara de combustión existe un límite rico y débil para la relación aire-combustible, más allá del cual la llama se extingue. El rango de la relación aire-combustible entre los límites rico y débil se reduce con un aumento de la velocidad del aire. Si el aumento del flujo de masa de aire reduce la proporción de combustible por debajo de cierto valor, se produce la extinción de la llama.
Consumo de combustible o propelente
Un concepto estrechamente relacionado (pero diferente) con la eficiencia energética es la tasa de consumo de masa propulsora. El consumo de propulsor en los motores a reacción se mide por el consumo específico de combustible, el impulso específico o la velocidad de escape efectiva. Todos miden lo mismo. El impulso específico y la velocidad de escape efectiva son estrictamente proporcionales, mientras que el consumo específico de combustible es inversamente proporcional a los demás.
Para los motores que respiran aire, como los turborreactores, la eficiencia energética y la eficiencia del propulsor (combustible) son prácticamente lo mismo, ya que el propulsor es un combustible y la fuente de energía. En la cohetería, el propulsor también es el escape, y esto significa que un propulsor de alta energía brinda una mejor eficiencia del propulsor pero, en algunos casos, en realidad puede brindar una menor eficiencia energética.
Se puede ver en la tabla (justo debajo) que los turboventiladores subsónicos como el turboventilador CF6 de General Electric usan mucho menos combustible para generar empuje por un segundo que el turborreactor Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 del Concorde. Sin embargo, dado que la energía es fuerza por distancia y la distancia por segundo fue mayor para el Concorde, la potencia real generada por el motor para la misma cantidad de combustible fue mayor para el Concorde a Mach 2 que para el CF6. Por lo tanto, los motores del Concorde eran más eficientes en términos de energía por milla.
| ocultarMotores de cohetes en el vacío | |||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Modelo | Escribe | primeracarrera | Solicitud | TSFC | SI(s) | VEE(m/s) | |
| lb/lbf·h | g/kN·s | ||||||
| Avio P80 | combustible sólido | 2006 | vega etapa 1 | 13 | 360 | 280 | 2700 |
| Avión Zefiro 23 | combustible sólido | 2006 | vega etapa 2 | 12.52 | 354.7 | 287.5 | 2819 |
| Avio Zefiro 9A | combustible sólido | 2008 | vega etapa 3 | 12.20 | 345.4 | 295.2 | 2895 |
| RD-843 | combustible líquido | Etapa superior Vega | 11.41 | 323.2 | 315.5 | 3094 | |
| Kuznetsov NK-33 | combustible líquido | 1970 | N-1F, Soyuz-2-1v etapa 1 | 10.9 | 308 | 331 | 3250 |
| NPO Energomash RD-171M | combustible líquido | Zenit-2M, -3SL, -3SLB, -3F etapa 1 | 10.7 | 303 | 337 | 3300 | |
| LE-7A | combustible líquido | H-IIA, H-IIB etapa 1 | 8.22 | 233 | 438 | 4300 | |
| Snecma HM-7B | criogénico | Etapa superior Ariane 2, 3, 4, 5 ECA | 8.097 | 229.4 | 444.6 | 4360 | |
| LE-5B-2 | criogénico | Etapa superior H-IIA, H-IIB | 8.05 | 228 | 447 | 4380 | |
| Aerojet Rocketdyne RS-25 | criogénico | 1981 | Transbordador espacial SLS etapa 1 | 7.95 | 225 | 453 | 4440 |
| Aerojet Rocketdyne RL-10B-2 | criogénico | Delta III, Delta IV, etapa superior SLS | 7.734 | 219.1 | 465.5 | 4565 | |
| NERVA NRX A6 | nuclear | 1967 | 869 |
Relación empuje-peso
La relación empuje-peso de los motores a reacción con configuraciones similares varía con la escala, pero es principalmente una función de la tecnología de construcción del motor. Para un motor determinado, cuanto más ligero es el motor, mejor es la relación peso-empuje, menos combustible se utiliza para compensar la resistencia debido a la sustentación necesaria para transportar el peso del motor o para acelerar la masa del motor.
Como se puede ver en la siguiente tabla, los motores de cohetes generalmente logran relaciones de empuje a peso mucho más altas que los motores de conducto, como los motores turborreactores y turboventiladores. Esto se debe principalmente a que los cohetes utilizan casi universalmente una masa de reacción sólida o líquida densa que da un volumen mucho menor y, por lo tanto, el sistema de presurización que alimenta la boquilla es mucho más pequeño y liviano para el mismo rendimiento. Los motores de conducto tienen que lidiar con aire que es de dos a tres órdenes de magnitud menos denso y esto genera presiones en áreas mucho más grandes, lo que a su vez hace que se necesiten más materiales de ingeniería para mantener el motor unido y para el compresor de aire.
| Motor a reacción o cohete | Masa | Empuje | Relación empuje-peso | ||
|---|---|---|---|---|---|
| (kg) | (lb) | (kN) | (lbf) | ||
| Motor cohete nuclear RD-0410 | 2,000 | 4.400 | 35.2 | 7,900 | 1.8 |
| Motor a reacción J58 (SR-71 Blackbird) | 2,722 | 6,001 | 150 | 34,000 | 5.2 |
| Turborreactor Rolls-Royce/Snecma Olympus 593con recalentamiento (Concorde) | 3,175 | 7,000 | 169.2 | 38,000 | 5.4 |
| Pratt & Whitney F119 | 1,800 | 3,900 | 91 | 20.500 | 7.95 |
| Motor cohete RD-0750, modo de tres propulsores | 4,621 | 10,188 | 1,413 | 318,000 | 31.2 |
| Motor cohete RD-0146 | 260 | 570 | 98 | 22,000 | 38.4 |
| Motor cohete Rocketdyne RS-25 | 3,177 | 7,004 | 2,278 | 512,000 | 73.1 |
| Motor cohete RD-180 | 5,393 | 11,890 | 4,152 | 933,000 | 78.5 |
| Motor cohete RD-170 | 9,750 | 21,500 | 7,887 | 1,773,000 | 82.5 |
| F-1 (Saturno V primera etapa) | 8,391 | 18,499 | 7.740,5 | 1,740,100 | 94.1 |
| Motor cohete NK-33 | 1,222 | 2,694 | 1,638 | 368,000 | 136.7 |
| Motor cohete Merlin 1D, versión de empuje completo | 467 | 1,030 | 825 | 185.000 | 180.1 |
Comparación de tipos
Los motores de hélice manejan flujos de masa de aire más grandes y les dan una aceleración más pequeña que los motores a reacción. Dado que el aumento de la velocidad del aire es pequeño, a altas velocidades de vuelo, el empuje disponible para los aviones propulsados por hélice es pequeño. Sin embargo, a bajas velocidades, estos motores se benefician de una eficiencia de propulsión relativamente alta.
Por otro lado, los turborreactores aceleran un flujo másico mucho menor de aire de admisión y combustible quemado, pero luego lo rechazan a una velocidad muy alta. Cuando se utiliza una tobera de Laval para acelerar el escape de un motor caliente, la velocidad de salida puede ser localmente supersónica. Los turborreactores son particularmente adecuados para aviones que viajan a velocidades muy altas.
Los turboventiladores tienen un escape mixto que consiste en el aire de derivación y el gas producto de la combustión caliente del motor central. La cantidad de aire que pasa por alto el motor central en comparación con la cantidad que fluye hacia el motor determina lo que se llama relación de derivación del turboventilador (BPR).
Mientras que un motor turborreactor utiliza toda la potencia del motor para producir empuje en forma de un chorro de gas de escape caliente de alta velocidad, el aire de derivación frío de baja velocidad de un turboventilador produce entre el 30 % y el 70 % del empuje total producido por un sistema de turboventilador..
El empuje neto (FN) generado por un turboventilador también se puede expandir como:
dónde:
| tu _ | = la tasa de masa del flujo de escape de combustión caliente del motor central |
| o _ | = la tasa de masa del flujo de aire total que ingresa al turboventilador = ṁ c + ṁ f |
| c _ | = la tasa de masa del aire de admisión que fluye hacia el motor central |
| ṁ f | = la tasa de masa del aire de admisión que pasa por alto el motor central |
| vf _ | = la velocidad del flujo de aire desviado alrededor del motor central |
| él _ | = la velocidad de los gases de escape calientes del motor central |
| v o | = la velocidad de la entrada de aire total = la velocidad aerodinámica real de la aeronave |
| BPR | = Relación de derivación |
Los motores de cohetes tienen una velocidad de escape extremadamente alta y, por lo tanto, son los más adecuados para altas velocidades (hipersónicas) y grandes altitudes. Con cualquier aceleración dada, el empuje y la eficiencia de un motor de cohete mejoran ligeramente con el aumento de la altitud (porque la contrapresión cae, lo que aumenta el empuje neto en el plano de salida de la tobera), mientras que con un turborreactor (o turboventilador) la densidad descendente del aire entrar en la entrada (y los gases calientes que salen de la boquilla) hace que el empuje neto disminuya con el aumento de la altitud. Los motores de cohetes son más eficientes incluso que los scramjets por encima de aproximadamente Mach 15.
Altitud y velocidad
Con la excepción de los scramjets, los motores a reacción, privados de sus sistemas de admisión, solo pueden aceptar aire a aproximadamente la mitad de la velocidad del sonido. El trabajo del sistema de entrada para aeronaves transónicas y supersónicas es reducir la velocidad del aire y realizar parte de la compresión.
El límite de la altitud máxima para los motores lo establece la inflamabilidad: a altitudes muy altas, el aire se vuelve demasiado delgado para quemarse o, después de la compresión, demasiado caliente. Para los motores turborreactores, parecen ser posibles altitudes de unos 40 km, mientras que para los motores estatorreactores pueden alcanzarse 55 km. Los Scramjets teóricamente pueden manejar 75 km. Los motores de cohetes, por supuesto, no tienen límite superior.
En altitudes más modestas, volar más rápido comprime el aire en la parte delantera del motor y esto calienta mucho el aire. Por lo general, se piensa que el límite superior es de aproximadamente Mach 5–8, ya que arriba de aproximadamente Mach 5,5, el nitrógeno atmosférico tiende a reaccionar debido a las altas temperaturas en la entrada y esto consume una cantidad significativa de energía. La excepción a esto son los scramjets que pueden alcanzar Mach 15 o más, ya que evitan ralentizar el aire, y los cohetes tampoco tienen un límite de velocidad particular.
Ruido
El ruido emitido por un motor a reacción tiene muchas fuentes. Estos incluyen, en el caso de los motores de turbina de gas, el ventilador, el compresor, la cámara de combustión, la turbina y el/los chorro/s propulsor/es.
El chorro propulsor produce un ruido de chorro causado por la violenta acción de mezcla del chorro de alta velocidad con el aire circundante. En el caso subsónico el ruido es producido por remolinos y en el caso supersónico por ondas Mach. La potencia sonora radiada por un chorro varía con la velocidad del chorro elevada a la octava potencia para velocidades de hasta 2000 pies/seg y varía con la velocidad al cubo por encima de 2000 pies/seg.Por lo tanto, los chorros de escape de baja velocidad emitidos por motores como los turboventiladores de derivación alta son los más silenciosos, mientras que los chorros más rápidos, como los cohetes, los turborreactores y los estatorreactores, son los más ruidosos. En el caso de los aviones a reacción comerciales, el ruido de los reactores se ha reducido desde los turborreactores hasta los motores de derivación y los turboventiladores como resultado de una reducción progresiva de las velocidades de propulsión de los reactores. Por ejemplo, el JT8D, un motor de derivación, tiene una velocidad de chorro de 1450 pies/segundo, mientras que el JT9D, un turboventilador, tiene velocidades de chorro de 885 pies/segundo (frío) y 1190 pies/segundo (caliente).
El advenimiento del turboventilador reemplazó el ruido muy distintivo del jet con otro sonido conocido como ruido de "sierra circular". El origen son las ondas de choque que se originan en las aspas del ventilador supersónico en el empuje de despegue.
Enfriamiento
La transferencia de calor adecuada lejos de las partes de trabajo del motor a reacción es fundamental para mantener la resistencia de los materiales del motor y garantizar una larga vida útil del motor.
Después de 2016, la investigación continúa en el desarrollo de técnicas de enfriamiento por transpiración para componentes de motores a reacción.
Operación
En un motor a reacción, cada sección giratoria principal suele tener un indicador separado dedicado a monitorear su velocidad de rotación. Dependiendo de la marca y el modelo, un motor a reacción puede tener un indicador N 1 que monitorea la sección del compresor de baja presión y/o la velocidad del ventilador en los motores turboventiladores. La sección del generador de gas puede ser monitoreada por un medidor de N 2, mientras que los motores de tres bobinas también pueden tener un medidor de N 3. Cada sección del motor gira a muchos miles de RPM. Por lo tanto, sus indicadores están calibrados en porcentaje de una velocidad nominal en lugar de RPM reales, para facilitar la visualización y la interpretación.
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