Turbomlazni motor

Pogon letelica

Za postizanje ove ravnoteže neophodan je sistem pogona, motor

Vrste

1. Vazduhoplovni motor 1.1 Motori sa unutrašnjim sagorevanjem: 1.1.1 Klipni motor 1.1.2 Linijski klipni motor 1.1.3 Radijalni klipni motor 1.1.4 Rotacioni klipni motor 1.1.5 V klipni motor 1.1.6 Bokser klipni motor 1.1.6 Vankelov motor 1.2 Pogon bez procesa sagorevanja: 1.2.1 Ljudski pogon aviona 1.2.2 Elektromotor 1.3 Reaktivni motori: 1.3.1 Mlazni motori: 1.3.1.1 Elisnomlazni motor 1.3.1.2 Turboelisni motor 1.3.1.3 Turbomlazni motor 1.3.1.4 Dvoprotočni turbomlazni motor 1.3.1.5 Pulsirajući mlazni motor 1.3.1.6 Nabojnomlazni motor 1.3.1.7 Nadzvučni nabojnomlazni motor 1.3.1.8 Motokompresorski reaktivni motor 1.3.2 Raketni motori 1.3.2.1 Raketni motor sa hemijskim gorivom 1.3.2.2 Jonski motor

Portal:Vazduhoplovstvo

Šematski prikaz konstrukcije turbomlaznog motora

Turbomlazni motor (engl. Turbojet) je najjednostavniji u okviru ukupnog pogona. Osnovni su mu delovi usisnik, kompresor, komora sagorevanja, turbina i mlaznica. Prvenstveno je razvijen za vojne lovačke avione, tokom Drugog svetskog rata. Usavršavanje mu je usko povezano sa razvojem tehnologije otpornih legura u uslovima visokih temperatura i mehaničkih opterećenja. Kompresor služi za usisavanje i sabijanje vazduha, koji se sprovodi u odeljak za sagorevanje u kome se dodaje gorivo i pravi se smeša koja sagoreva. Sagoreli gasovi sa povećanom energijom strujanja kroz turbinski sistem, čiji obrtni moment se prenosi na pokretanje kompresora, sa vratilom. Kompresor, prema principu rada i prema konstrukciji, može biti aksijalni i radijalni. Kada je uveden turbomlazni motor, maksimalna brzina lovačkih aviona, opremljenih sa njima, je povećana najmanje za 160 km/h, u odnosu na prethodne, sa klipnim motorom. Relativna jednostavnost konstrukcije turbomlaznog motora bi tada olakšala ratnu proizvodnju, ali se rat završio pre nego što se stiglo sa njegovom industrajalizacijom.

U godinama posle rata, nedostaci turbomlaznog motora ubrzo su postali očigledni. Na brzinama aviona, koje odgovaraju Mahovom broju ispod 2, turbomlazni motor se pokazao kao veliki potrošač goriva i tvorac ogromne buke. Nisu se dugo zadržali u široj primeni, a ostalo je u proizvodnji samo još nekoliko njegovih tipova. Istorijski prelazak na drugu tehnologiju pogona aviona, bio je dosta bolan za vazduhoplovstvo i plaćen je sa mnogim životima iskusnih pilota, pošto je bilo teško preći na izmenjenu tehniku upravljanja (pilotiranja).

Istorija i princip primene

Prvi mlazni motor, sa gasnom turbinom, patentirao je francuz Maksim Žuliam (franc. Maxime Guillaume), 1921. godine. Njegov motor je bio sa aksijalnim protokom, ali nikada nije bio izgrađen, zbog toga što tadašnji tehnološki nivo nije to omogućavao.

Praktični tehnološki preduslovi, za gradnju vitalnih delova turbomlaznog motora, kompresora i turbine, stekli su se tek 1926. godine, kada se i počelo sa realnim projektima.

Hajnkel He 178 je prvi avion na svetu koji je leteo sa turbomlaznim motorom. Poleteo je 27. avgusta 1939. godine, sa probnim pilotom Erih Varsitz (nem. Erich Warsitz). Prva dva serijska aviona sa turbomlaznim motorom, koji su uvedeni u operativnu upotrebu 1944. godine su Meseršmit Me 262 i Gloster Meteor.

Turbomlazni motor se prvensteno koristi za pogon aviona, a ređe i za druga vozila, kao što su na primer automobili. Vazduh usisava rotirajući kompresor, koji mu povećava pritisak pre ulaska u komoru sagorevanja. Gorivo se u komori meša sa komprimovanim vazduhom i zapali se sa iskrom svećica. Proces sagorevanja značajno podiže temperaturu smeše gasa. Topli produkti sagorevanja protiču kroz turbinu i šire se, prenoseći joj deo energije, koji je potreban za pogon kompresora, preko vratila. Ovaj proces širenja kroz turbinsko kolo, smanjuje gasu temperaturu i pritisak, ali oba ova parametra su i dalje daleko iznad vrednosti u odnosu na okolinu. Gas ističe iz turbine i nastavlja da se širi, sa velikom brzinom, kroz mlaznicu, zahvaljujući velikoj razlici pritiska, u odnosu na spoljnu sredinu. Pri tome nastaje pozitivan prirast količine kretanja, pa i sila potiska sa suprotnim smerom dejstva od isticanja gasa.

Avion Hajnkel HeS 3 je prvi avion sa turbomlaznim motorom, u Drugom svetskom ratu

Prve generacije mlaznih motora, bile su čisti turbomlazni, sa centrifugalnim (radijalnim) kompresorima (kao kod aviona (Hajnkel HeS 3), a ubrzo posle toga, počeli su da se koriste aksijalni (kao kod aviona Junkers Jumo 004), što je smanjilo prečnik poprečnog preseka motora pa i aviona. Avioni sa turbomlaznim motorima su bili u stanju da postignu izuzetno velike visine i brzine leta, mnogo veće nego sa elisama, zbog bolje kompresije i zbog velike brzine izduvnih gasova. Međutim, nisu bili efikasni zbog velike potrošnje goriva. Moderni mlazni motori su uglavnom dvoprotočni turbomlazni motori, koji su i taj nedostatak ublažili.

Jedan od poznatijih novijih aviona (čija je operativna upotreba takođe prestala), koji je koristio klasični turbomlazni motor „Olimpus 593“, je poznati nadzvučni putnički avion Konkord (avion). Za pogon Konkorda je bio pogodan klasični turbomlazni motor, zbog svog malog poprečnog preseka i velike brzine izduvnih gasova, što odgovara nadzvučnim brzinama, koje odgovaraju Mahovom broju oko 2. Konkordovi motori su, na tim nadzvučnim brzinama leta, trošili manje goriva po jedinici pređenog puta i prevezenog tereta od najmodernijih dvoprotočnih turbomlaznih motora, na svojim ekonomičnim putnim brzinama.

Turbomlazni motori su imali značajan uticaj i na aviosaobraćaj. Pored toga što su avioni sa njima bili brži, od sa klipnim pogonom, bili su i veće pouzdanosti. Pre su komercijalni avioni bili sa čak 4 i više elisoklipnih motora, prvenstveno zbog uvećanja pouzdanosti. Ta ista pouzdanost se kasnije obezbeđivala sa dva ili tri turbomlazna motora.

Prvi projekti

Prvi turbomlazni motor Dženeral Elektrika J85-GE-17A, iz 1970. godine.

Prvi nemački motori su imali ozbiljnih problema sa izdržljivosti lopatica turbine na velikim ulaznim temperaturama gasova. Nedostatak odgovarajućih legura, zbog ratnih nestašica, a i tehnološkog nivoa razvoja, dovodilo je do brzog oštećenja statorskih i rotorskih lopatica turbine. Njihovi motori iz prvih partija nisu izdržavali, u proseku, više od 10-25 sati rada, do većeg oštećenja. Često su komadi metala, od oštećenih delova, leteli iz mlaznice motora, kada se turbina pregreje. Britanski prvi motori su imali tendenciju bolje izdržljivosti, imali su rad do 150 sati, između susedna dva remonta. Nekoliko originalnih lovačkih aviona je muzejski sačuvano sa svojim izvornim motorima, ali mnogi su ih zamenili sa savremenijim, kao što je reprodukovan Meseršmit Me 262 sa motorom Dženeral Elektrik J85.

SAD su posedovale i koristile najbolje materijale za izradu turbina za kompresiju vazduha za punjenje motora sa unutrašnjim sagorevanjem za njihove bombardere, koji su leteli na velikim visinama, Drugom svetskom ratu, tako da su već imali prednost. Neki američki mlazni motori su imali mogućnost za ubrizgavanje vode još u kompresorski protok, pre sagorevanja, obično tokom poletanja. Voda je usporavala sagorevanje, a kao rezultat toga, motor je ostajao hladniji, pa i njegova turbina, a avion je ostavljao veliki trag dima.

Danas su ovi problemi mnogo bolje rešavaju, ali je temperatura i dalje ograničavajući faktor za turbomlazni motor, posebno u nadzvučnom letu. Na najvišim brzinama, kompresija se povećava sa dinamičkim pritiskom ulaznog vazduha, a temperatura raste u celom motoru, do te mere da se lopatice turbine tope, što je primoralo konstruktore na smanjenje protoka goriva za niže temperature, ali to smanjuje i potisak, što posledično ograničava maksimalnu brzinu leta. Iz tih razloga se koriste nabojno mlazni motori, koji nemaju lopatice niti turbinu i zato su u stanju sa njima da lete avioni sa većim brzinama, a sa raketnim motorima, sa još većim.

Dijagram adijabate (podebljana linija) na $p\circ V$ dijagramu za gas. $\ p$ — pritisak gasa; $\ V$ — zapremina gasa.

Koriste se visokootporni materijali, te su povećane kritične temperature ispred turbine i uz pomoć automatske regulacije goriva, skoro da je pregrevanje motora nije moguće.

Princip rada

Glavni članci: Termodinamika i Adijabatski sistem

Rad mlaznih motora zasniva se na principu akcije i reakcije sile (Treći Njutnov zakon). Promena brzine gasa, između dovoda vazduha (usisnik) i odvoda sagorelih gasova (mlaznica) stvara impuls sile (u daljem tekstu potisak), na zadnjem delu motora, tako da se ista prenosi preko nosača njegove veze sa vozilom (avionom), suprotnog smera od protoka (slika dole desno). Varijanta, pod nazivom turbomlazni motor, usisava vazduh sa kompresorom (na principu ventilatora) i sprovodi ga u prostor za mešanje sa gorivom (komora sagorevanja), gde se ta dobijena smeša pali i sagoreva. Pri sagorevanju smeše vazduha i goriva (kerozina) oslobađa se velika toplotna energija, sa visokom temperaturom gasova koji imaju težnju da se šire, zbog čega struje sa velikom brzinom prema jedinom slobodnom otvoru, mlaznici motora. Kroz mlaznicu se gas ubrzava, saglasno zakonitosti promene njenih poprečnih preseka, duž njene uzdužne ose. Prethodno je gas, ispred mlaznice, prošao kroz lopatice turbine i na njeno kolo preneo deo energije, koja je dalje preneta sa vratilom za pogon kola kompresora.

Ovaj proces je kontinualan, teoretski ga je obradio Džordž Brajton i zato se i naziva Brajtonov ciklus. Sastoji se iz revizibilne adijabatske kompresije, odnosno adijabatskog širenja i revizibilnog izobarskog hlađenja.

Generalno, turbomlazni motor se deli na hladnu i toplu zonu. Hladnu zonu sačinjavaju usisnik i kompresor, a toplu komora sagorevanja, turbina i mlaznica. Saglasno odvijanju procesa, duž motora je različita i raspodela pritiska.

Šema sklopova	Karakteristični segmenti	Animacija protoka, kroz
turbomlaznog motora	duž turbomlaznog motora	turbomlazni motor.

Usisnik vazduha

Ispred kompresora je uvodnik vazduha, koji je produžetak usisnog kanala aviona, posle integracije motora. Projektovan je da bude što efikasniji u procesu povećanja pritiska vazdušne struje, potrebnog za napajanje motora. Vazduh posle prolaska kroz usisnik ulazi u kompresor. Efikasnost usisnika kvalifikuje kriterijum minimalnih gubitaka energije strujanja vazduha kroz njega, do ulaza u kompresor.

Kompresor

Kompresor energetski pogoni turbina. Obrće se sa velikom brzinom, dodajući energiju vazdušnoj struji, a u isto vreme sabija (komprimuje) vazduh u manji prostor (zapreminu). Komprimovanjem vazduha, povećava mu se pritisak i temperatura.

U većini slučajeva kod aviona sa turbomlaznim motorom, uzima se vazduh i za sekundarne potrebe, uključujući i za klimatizaciju kabine za sisteme za hlađenje i odleđivanje. Ovo odvođenje vazduha smanjuje ukupnu efikasnost motora, ali je u konačnom bilansu to neophodno, korisno i prihvatljivo.

Nekoliko tipova kompresora se koriste za turbomlazne motore i to su: aksijalni, centrifugalne, aksijalno-centrifugalni, dvostruki centrifugalni, itd. U centrifugalnim kompresorima vazduh struji radijalno u odnosu na osu motora, pa se isti zovu radijalni. Oni su manje dužine, ali su većeg prečnika poprečnog preseka. Saglasno tome je i njihov je takav posledični uticaj na projekat trupa aviona, ili gondole za smeštaj motora. Zbog konstruktivnih i aerodinamičkih prednosti, prevlast imaju aksijalni kompresori. Aksijalni kompresori su pogodniji za optimizaciju efekta korisnog dejstva. Podešavanje rešenja pri integraciji lopatica statora i rotora, pruža velike mogućnosti u optimizaciji, kao i odvajanje sekcija različitog nivoa pritiska, sa pogonom zasebnih vratila svake sekcije, sa različitim brzinama rotacije. Na taj način se obezbeđuje stepenasto povećanje pritiska, od segmenta do segmenta i na kraju u ulazu u komoru sagorevanja se ostvari pritisak sa dvocifrenom vrednošću većim od ulaznog iz usisnika.

Kod prvih turbomlaznih motor, kompresori su ostvarivali stepen sabijanja vazduha 5:1 (kao i dosta jednostavne pomoćne pogonske jedinice i mali turbomlazni motori i danas). Aerodinamička poboljšanja, kao i naveno deljenje sistema kompresije u dva i više blokova i uključivanje promenljive geometrije kompresora omogućilo je, za savremene turbomlazne motore, da ostvare ukupni odnos stepena sabijanja vazduha na 15:1, pa i više.

Nakon napuštanja bloka kompresora, sabijeni vazduh ulazi u komoru za sagorevanje i meša se sa gorivom.

Šema turbomlaznog motora sa radijalnim kompresorom i animacija njegovog rada

Šematski prikaz rada motora sa aksijalnim protokom strujanja i animacija rada njegovog kompresora..

Komora za sagorevanje

Komora / komore su deo turbomlaznog motora, u kojima se sabijeni vazduh iz kompresora meša sa gorivom (kerozinom). Dobijena smeša se pali i burno sagoreva, na nešto različit način u odnosu na proces u motorima sa unutrašnjim sagorevanjem. Kod klipnih motora je mešavina gasa, relativno male zapremine, kada sagoreva pritisak dramatično poraste. U turbomlaznom motoru, smeša vazduha i goriva protiče kontinualno, sa uniformnim strujanjem, kroz komoru sagorevanja. Sa sagorevanjem smeše, temperatura joj se dramatično povećava, a pritisak opada za nekoliko procenata.

Šema procesa sagorevanja u komori.	Starije rešenje, komore raspoređene po obodu.

mini

Mešavina goriva i vazduha mora biti izvedena pri skorom zaustavljanju strujanja, tako da bude plamen stabilan i da se tako može održati. Ovo se dešava odmah na početku komore za sagorevanje. Unapred (prema kompresoru) front plamena se ne razvija, pošto dolazi čist vazduh bez goriva, a prema turbini se razvija sa rastom temperature. Ovo osigurava dobro sagorevanje, na što se utiče i sa konstruktivnim oblikovanjem komore za sagorevanje, a protok prema turbini je ubrzan. Delimičan pad pritiska je neophodan, zašto je razlog širenja gasova koji putuju (struje) napolje, izvan zadnjeg dela motora a ne prema napred. Manje od 25% vazduha je uključeno u sagorevanju, u nekim motorima manje oko 12%, ostatak deluje kao „akumulator“ da apsorbuje efekte grejanja od sagorevanja goriva.

Još je jedna razlika između klipnih i mlaznih motora, a to je da je vrh temperature plamena u cilindrima klipnih motora samo trenutan i vremenski je kratak deo od punog ciklusa. Komora sagorevanja je stalno izložena temperaturi vrha plamena i pod prilično visokim pritiskom, pod optimalnim odnosom goriva i vazduha sve bi se topilo niz struju isticanja. Umesto toga, kod mlaznih motora je proces sa vrlo „mršavom“ mešavinom. Toloko „mršavom“ da ne podržava normalno sagorevanje. Centralno jezgro protoka (primarni protok vazduha) se meša sa dovoljno goriva, da bude bolji proces gorenja. Komore sagorevanja su pažljivo oblikovane, tako da održe sloj svežeg vazduha (izolaciju) između njenih metalnih zidova i centralnog jezgra. Ovaj ne sagoreni vazduh (sekundarni protok vazduha), meša se sa gasovitim produktima sagorevanja i značajnije ne ugrožava prenos energije turbini. Prvi turbomlazni motori su imali više komora sagorevanja, manjeg prečnika, kružno raspoređenih. Savremena rešenja su sa integralnom „prstenastom“ komorom optimiziranog oblika.

Turbina

• 
  3-stepena turbina od motora GE J79.
• 
  Turbinska lopatica od RB 199.

Najraniji turbomlazni motori su imali jednostepenu turbinu, danas su najčešće trostepene. Svaki stepen turbine se sastoji od statora i rotora i jedan i drugi imaju venac odgovarajućih lopatica. Prvi stepen turbine je izložen strujanju gasova veće temperature i većeg pritiska, a svaki naredni stepen sa njihovim padom (padom energije). Svako turbinsko kolo primi deo energije iz strujanja gasova i istu prenese preko svoga vratila na odgovarajći kompresorski blok za sabijanje vazduha, u stvari za obnavljanje energije motora. Prvo turbinsko kolo se najbrže obrće i to prenosi na poslednji kompresorski blok, u kome je najveći pritisak sabijenog vazduha i iz koga se vazduh sprovodi u komore sagorevanja.

Lopatice turbine se obično hlade sa vazduhom iz kompresora, kroz unutrašnje kapilarne kanale i na taj način se štite od termičkih preopterećenja. To obično nije dovoljno za visoke performanse motora, pa se mnogo ulaže i na istraživanje visoko otpornih materijala, superlegura, na primenu materijala sa monokristalnom strukturom i keramike u izradi lopatica turbina. Svakako su najugroženije lopatice prvog kola turbine, kroz koje protiče gas sa najvećom temperaturom, sa najvećim pritiskom. Sledeći stepen turbine manje trpi, pošto je prethodni već oduzeo deo energije gasa.

Pored toga što se energija sa turbinskih kola odvodi preko vratila za pogon blokova kompresora, za obnavljanje energije motora, deo enegije sa vratila, odvodi se na pogon avionskih agregata, odnosno sistema, kao što su hidro i uljna instalacija i električna mreža itd. Odvodi se i deo vazduha iz kompresora za klimatizaciju kabine i za druge potrebe. Približno dve trećine, od ukupne energije, potroši kompresor, odnosno generiše turbina za njegov pogon. Ostatak, od jedne trećine, se iskoristi kroz mlaznicu za generisanje impulsa sile, odnosno za potisak.

Mlaznica

Posle prolaska kroz turbinska kola, gasovi se šire kroz izduvnu mlaznicu, po projektovanoj zakonitosti, u težnji da im se izjednači pritisak sa spoljnim atmosferskim. U tome procesu širenja, dostižu veliku brzinu iza aviona. Kod konvergentne mlaznice, postepeno se sužavaju poprečni preseci u najuže „grlo“. U njemu se postiže brzina zvuka i dalje gas nastavlja da struji sa nadzvučnom brzinom, do izlaza u trag iza aviona.

Ako se ugradi konvergentno-divergentna Lavalova mlaznica (detaljnije je ona obrađena u članku Aerotuneli), divergentni deo doprinosi da se postignu nadzvučne brzine gasova unutar same nje. To je nešto efikasnije za potisak, od korišćenja konvergentnih mlaznica. Međutim, to je dodatna težina i složenost, jer se sa divergentmim delom mlaznice mora promenljivo upravljati (regulisati), podešavati prema režimu rada motora. Prema tome konstruktor je pred izborom da li jednostavnije, ali sa manje optimiziranim efektom, ili sa većom optimizacijom, sa plaćanjem cene veće mase i komplikacijom tehničkih rešenja.

Primarni cilj mlaznice je, da se gas pod pritiskom u motoru, u skučenoj zapremini, maksimalno ubrza u najužem delu mlaznice (grlu), zatim da se isti proširi u izlaznu struju i izjednači sa atmosferskim pritiskom. To mu daje veliku količinu kretanja, odnosno veliki potisak za pogon aviona.

Energetski se ubrzanje ostvaruje od zagrejanog gasa, pod pritiskom i taj proces širenja je adijabatski, kada se radi duž mlaznice, uglavnom je reverzibilno, a samim tim i efikasno, hladi se i širi i ubrzava se. Topliji gas pod većim pritiskom ulazi u mlaznicu, sa većom brzinom ističe i sila potiska je rezultat toga procesa.

Mlaznica sa laticama i mehanizmom	Mlaznica sa upravljivim vektorom potiska,
za promenu njenog poprečnog preseka,
na motoru PW F100-PW-200, na avionu
F-16 Fajting Falkon.

Jednostavna konvergentna mlaznica se koristi na mnogim mlaznim motorima. Ukoliko je odnos pritiska u mlaznici iznad kritične vrednosti (oko 1,8:1), kroz konvergentnu mlaznicu strujanje će se u grlu „daviti“ (stisnuti), rezultat čega je potisak. Bez obzira što je veći deo bruto potiska proizveden i dalje će biti dodatni njegov prirast, sve dok postoji razlika pritiska iza grlu mlaznice i statičkog u slobodnoj spoljnoj atmosferi. U principu, uska konvergentna mlaznica daje velike brzine izduvnih gasova, ali manji potisak, a široka konvergentna mlaznica daje manju brzinu, ali veći potisak.

Na motorima bez dopunskog sagorevanja mlaznice su fiksne geometrije, jer razlika atmosferskog pritiska u okviru operativnih visina leta pravi malu razliku u unutrašnjoj aerodinamici motora i mlaznice promenljive geometrije bi bile nepotreban i skup luksuz.

Mnogi vojni borbeni motori sadrže dopunsko sagorevanje u svome izduvnom sistemu i moraju imati promenljivu geometriju poprečnog preseka grla. Kada je dopunski sistem uključen, grlo mlaznice mora biti povećano, za protok dodatnih izduvnih gasova. Grlo promenljive geometrije se postiže sa međusobnim pomeranjem niza preklopljenih „latica“, što približno zahteva kružni poprečni presek mlaznice (prikazano je na slici).

Dopunsko sagorevanje

Dopunsko sagorevanje je uređaj na završnom delu mlaznog motora. Obezbeđuje dopunsku ubrizgavanje goriva (kerozina), direktno u vrele izduvne gasove, gde isto sagoreva i povećava ukupnu energiju gasa, pa i potisak kao osnovni cilj. Nedostatak ovoga procesa je visoko penalisanje sa velikom potrošnjom goriva. Dopunsko sagorevanje se isključivo koristi na borbenim avionima, za let sa nadzvučnom brzinom i u ekstremnom manevrisanju u borbi.

Dopunsko sagorevanje na P & W J58	Rols Rojs RB199

Za sada mogu samo nekoliko aviona na svetu leteti brže od brzine zvuka, bez uključivanja uređaja za dopunsko sagorevanje, najznačajniji su F-22 raptor i Suhoj PAK FA.

Suprotan potisak

Suprotan smer potiska služi za usporavanje aviona pri sletanju i uključuje se posle samog trenutka dodira točkova stajnih organa i poletno sletne staze. Značajno doprinosi skraćivanju dužine staze „trčanja“, posle sletanja, štednji kočnica i povećanju bezbednosti aviona, da ne skrene sa staze pri „trčanju“. Uređaj se sastoji od par ploča (vrata) postavljenih na kinematski mehanizam, na zadnjem delu motora. Pri komandi pilota za obrnuti potisak (pri dodiru staze), ploče se postave na izlaz iz mlaznice, pod uglom tako da strujanje gasa iz mlaznice preusmere unapred. Ovaj uređaj je pogodniji od kočnog padobrana, ali mu je složenije rešenje i daleko je skuplji. Za bezbednost aviona, bilo bi fatalno ako bi se namerno ili ne namerno ovaj uređaj uključio u letu.

Sila potiska

Šematski prikaz principa rada turbomlaznog motora.

Silu potiska turbomlaznog motora definiše:

$F_{N}=({\dot {m}}_{vaz}+{\dot {m}}_{gor})V_{gas}-{\dot {m}}_{vaz}V_{0}$

Gde su:

$\ F_{N}$	nominalna sila potiska
${\dot {m}}_{vaz}$	protok vazduha u jedinici vremena kroz motor
${\dot {m}}_{gor}$	protok goriva u jedinici vremena kroz motor
${\dot {m}}_{gas}={\dot {m}}_{vaz}+{\dot {m}}_{gor}$	ukupni protok gasa u jedinici vremena iz motora
$V_{gas}\;$	je brzina isticanja gasa iz mlaznice, pod pretpostavkom da je manja od brzine zvuka
$V_{0}\;$	je ne poremećena brzina vazduha, odnosno brzina aviona
$({\dot {m}}_{vaz}+{\dot {m}}_{gor})V_{gas}$	predstavlja silu potiska, generisanu mlaznicom
${\dot {m}}_{vaz}V_{0}$	predstavlja silu čeonog otpora

Za uslove Lavalove mlaznice sa grlom, u kome je brzina strujanja gasa jednaka brzini zvuka, tada je strujanje prigušeno. Ukoliko je pritisak u grlu prigušenog strujanja veći od atmosferskog (spoljnjeg), na vrednost gornje jednačine za silu potiska treba dodati i komponentu sile od razlike pritisaka koja deluje na površinu preseka grla.

Količina jediničnog protoka goriva, u odnosu na veličinu protoka vazduha je zanemarljivo mala i može se zanemariti. Tada se jednačina za silu potiska pojednostavljuje:

$F_{N}={\dot {m}}_{vaz}(V_{gas}-V_{0})$

Brzina gasa iz mlaznice je veća od brzine aviona $\ V_{gas}>\ V_{0}$, tada sila potiska deluje unapred.

Brzina gasa se može sračunati na osnovu termodinamičkog procesa, po adijabatskoj zakonitosti širenja gasa.

Kod tipičnih jednostavnih turbomlaznih motora proizvodi se potiska po snazi turbine oko 15 mN/W.

Ciklus poboljšanja

Termodinamiku turbomlaznog motora oslikava Brajtonov ciklus. Povećava se ukupni pritisak u sistemu i unosi se toplota u komori sagorevanja (povećava se temperatura). Dakle, na statično gorivo i protok vazduha, prenosi se toplota, povećava se temperatura njihovih produkta sagorevanja, gasa dovedenog na turbinu. Sa porastom temperature povećava se i kompresija, podrazumeva se da postoji veći pad temperature iza turbinskog kola, ali u mlaznici temperatura je nepromenjena, jer ista količina toplote se kontinualno dodaje u sistem, koji je zatvoren. Moguće je povećanje pritiska u mlaznici, ako ukupni odnos pritiska naraste tada gas od turbine kasni sa ekspanzijom i razlika je veća u grlu i slobodnoj atmosferi. Shodno tome, neto potisak se povećava, dok se specifična potrošnja goriva smanjuje.

Tako turbomlazni motori mogu biti ekonomičniji i efikasniji, sa podizanjem ukupnog pritiska i temperature gasa ispred turbine. Međutim, bolji materijali lopatica turbine i njihovo hlađenje moraju biti preduslov za tu optimizaciju. Povećanje ovih parametara iziskuje i bolje materijale i za kompresor.

Minimiziranje toplotnih gubitaka i sa optimizacijom dovoda toplote se povećava koristan rad i odnos uložene i iskorišćene energije.

Istorijski i tehnološki značajni primeri primene turbomlaznih motora

• Hajnkel He 178: prvi avion sa mlaznim motorom
• Meseršmit Me 262: prvi lovac sa mlaznim motorom
• De Hevilend komet: prvi putnički avion sa mlaznim motorom
• Konkord i Tupoljev Tu-144: nadzvučni putnički avioni

Turbomlazni motor F100 u ispitnoj stanici

Vidi još

• Brajtonov ciklus
• Vazduhoplovni motor
• Dvoprotočni turbomlazni motor

Literatura

• Wood, C. M.; McDonald, D. G. (1997). Global Warming: Implications for Freshwater and Marine Fish. Cambridge University Press. str. 19. ISBN 978-0-521-49532-5. 

Spoljašnje veze

• Turbomlazni motori za lovačke i strateške bombardere (Televizija Zvezda - Zvanični kanal)
• Turbomlazni motori 5. generacije za putničke i vojno-transportne avione (Televizija Zvezda - Zvanični rutjub kanal)
• Erich Warsitz, the world's first jet pilot
• Animation d'un turboréacteur (compresseur centrifuge)
• [1]