Mlazni motor je uređaj sa kojim se ostvaruje potisak za pogon letelice. Princip dobijanja potiska zasniva se na Njutnovim zakonima, gde se koristi princip ubrzanja izlaznog mlaza gasova. Ova opšta grupacija motora obuhvata elisnomlazne, turboelisne, turbomlazne, dvoprotočne turbomlazne, pulsirajuće mlazne, nabojnomlazne i raketne motore. U principu, većina mlaznih motora jesu uređaji sa unutrašnjim sagorevanjem, ali među njima postoje razlike u tipu sagorevanja. U teoriji, mlazne motore međusobno odvaja njihov princip rada i termodinamički ciklus. Isto tako, pojedine njegove vrste, međusobno se razlikuju po konstrukciji. Za turbomlazne motore je aktuelan Brajtonov ciklus, dok je za pulsirajućeHamfrijev termodinamički ciklus.
Zahtevi za pogon letelica su različiti, što je dovelo i do razlika u koncepciji i u konstrukciji mlaznih motora. Za putničke avione na dugačkim linijama leta potreban je ekonomičan motor kao što je dvoprotočni turbomlazni motori, a za rakete veliki potisak na velikim brzinama, što ostvaruje raketni i nabojnomlazni motor.[1][2]
Pronalazak mlaznog motora, po principu rada, mogao bi se pripisati Grku Heronu Aleksandrijskom. On je sa svojim pronalaskom eolipilom dokazao princip rada. Uređaj mu se sastojao od kugle i dve zakrenute mlaznice, upravne na radijus rotacije. Kroz mlaznice je ispuštan mlaz vodene pare i tako se sa tangencijalnom silom potiska kugla rotirala. Voda se zagrevala u posudi a para se prenosila preko cevi spojenih s kuglom. Heronov pronalazak nije u to doba prepoznat kao mogućnost odvođenja i korišćenja mehaničke energije, te je ostao samo kao atrakcija za divljenje.[3]
Mlazni pogon ponovo se pojavio u 11. veku, kada su Kinezi napravili raketu. Izduvni gasovi od sagorevanja baruta su isticali iz rakete u vazduh, stvarali su potisak, a ujedno su imali i vizuelni efekat vatrometa. Do sledećeg napretka prošle su stotine godina.[4]
Avioni sa elisnim pogonom su dostigli granične brzine, dalje povećanje je bilo sprečeno sa pojavom lokalnih udarnih talasa na krajevima krakova elise, a sa time i povećanje otpora i gubitak snage. Postojala je velika potreba da avioni lete sa većim brzinama od 800 km/h, u tome cilju, tražila su se nova rešenja za pogon, koja nemaju ograničenja. Shvaćeno je da ih nema bez prelaska na primenu sasvim nove tehnologije.
Prvi samostalno izveden pogon sa gasnom turbinom, razvio je Agidus Eling1903. godine. Zatim je, Viktor Karavodin je 1906. godine, udario temelje mlaznom motoru sa brzim sagorevanjem. Žorž Markonet je 1909. godine konceptirao mlazni motor za aplikaciju pogona letelice. Konačno, mlazni motor je koncepcijski bio spreman za pogon letelica.
Poseban pravac razvoja mlaznih motora, bio je usmeren na rešenja, sa kojima se kompresija vazduha vrši sa spoljnim izvorom energije. U tome pravcu je bilo nekoliko izvođenja gde je vazduh sabijan sa klasičnim benzinskim motorom. Pravljena je smeša vazduha i goriva i ubacivana u komoru sagorevanja, gde se palila i sagorevala. Čak je u Japanu spremano takvo rešenje za pogon aviona kamikaza, krajem Drugog svetskog rata. Ova rešenja nisu imala praktičan uspeh.[3][5][6]
Britanac, vazduhoplovni inženjer, oficir Kraljevskog ratnog vazduhoplovstvaFrenk Vitl, ponudio je rešenje za turbomlazni motor, svojim pretpostavljenima, 16. januara1930. godine. Frenk Vitl je u Engleskoj patentirao i kasnije nastavio istraživanja na turbomlaznom motoru, sa radijalnim kompresorom. Teško je dobijao podršku za svoj rad, konačno ga je uobličio 1932. godine, kao mlazni motor sa jednostepenom turbinom i radijalnim kompresorom. Značajnija podrška je pristigla 1935. godine, izgrađen je motor i prva ispitivanja su počela 12. aprila1937. godine i dobijeni su zadovoljavajući rezultati. Ministarstvo vojske je odvojilo budžet i otpočeo je organizovan razvoj motora W.1 i odgovarajućeg aviona sa tim pogonom, u fabrici Gloster avioni (engl.Gloster Aircraft).
Vitlov prvi motor na tečno gorivo pokrenut je u aprilu 1937. godine. Motor je imao vlastitu pumpu za gorivo te je tako radio nezavisno. Događaj koji je Vitlov stručni tim doveo do panike bio je nastavak rada motora i nakon zatvaranja dovoda goriva. Naime, gorivo koje nije uspelo sagoreti, nakupilo se na donjim delovima motora i nastavilo izgarati i nakon zatvaranja pumpe.[7][8][9][10]
Ne znajući za Vitlov rad i rezultate, Hans fon Ohain, 1935. godine, u Nemačkoj, započeo je rad na sličnom projektu. Njegov motor nije samostalno radio, komprivovani vazduh se dovodio iz spoljnjeg izvora. Svoju konstrukciju je prikazao fabrici aviona „Hajnkel“, gde je vrednost projekta prepoznata. Odmah je pokrenut program razvoja, iz koga je proizašao motor, sa kojim je počelo da se eksperimentiše u septembru 1937. godine, upotrebljavajući vodonik kao gorivo i sabijeni vazduh iz spoljnjeg izvora.
Kontinualna istraživanja i razvoj promenili su projekat, koji je realizovan sa motorom koji je koristio benzin kao gorivo. Ovaj motor je integrisan na konstrukciju aviona Hajnkel He-178, sa ostvarenim potiskom od 5 kN. Sa ovim avionom, 27. avgusta1939. godine, sa aerodroma Marinehe, poleteo je pilot Erih Varsitz. Na ovaj način je Hajnkel He-178 ušao u istoriju, kao prvi avion sa mlaznim motorom.[10][11]
Prvi nemačkiturbomlazni motor, imao je aksijalni kompresor i na taj način i manji prečnik poprečnog preseka od engleskog sa centrifugalnim. Osnovni razvoj je bio u fabrici Junkers Jumo 004, kojih je proizvedeno 4 750 primeraka, za avione Meseršmit Me 262 i Arado Ar 234. Proizvedeno je samo 750 primeraka BMW 003 za avione Hajnkel He 162 i Arado Ar 234.
Prioritet nemačkog razvoja je bio povećanje brzina, smanjenje potrošnje goriva, smanjenje težine i povećanje stabilnosti i pouzdanosti u radu. Posle 1941. godine, bilo je neophodno da se postigne veći potisak, i postignuto je oko 7,8 kN. Uskoro je nastala nestašica benzina, ali je dizel-gorivo (koje je bilo lakše dostupno) zahtevalo promenu sistema paljenja i sagorevanja, to jest modifikacije motora.
Do kraja rata, proizvedeno je oko 6 700 motora BMW 003 i Jumo 004, kod kojih su napravljena poboljšanja u performansama, kasnije je postignut potisak od oko 8,8 kN. Motor Hajnkel HeS 011 je korišćen u ratu, sa oko 12,7 kN i to je bio tada najjači turbomlazni motor na svetu. BMW i Hajnkel, prvi su počeli sa razvojem pogona elise sa turbinom.
Rols-Rojs dervent.
Na osnovu rešenja W.1, razvijen se u Ujedinjenom Kraljevstvu, motor Rols-Rojs veland, sa potiskom od oko 7,56 kN. Ovaj motor je prvobitno korišćen na avionu Gloster meteor. Kasnije je unapređen u varijantu Rols-Rojs dervent (gore na slici, levo), koji je takođe bio korišćen na istom avionu. Ova dva motora su bila jedino u upotrebi na borbenim avionima, u Velikoj Britaniji. Razvoj mlaznih motora na osnovu koncepta radijalnog kompresora, zadržan je sve do ranih 50-ih godina prošlog veka, u Velikoj Britaniji.
Prvi operativni američki mlazni motor je Dženeral Elektrik J31, baziran na konceptu radijalnog kompresora. Mnogo moćniji Alison J33, razvijen je od Havilend Goblina. Korišćen je za pogon aviona Lokid P-80, u završnom delu Drugog svetskog rata.
Pri kraju i na završetku Drugog svetskog rata, nemački stručni kadar, posebno iz domena savremenih istraživanja i razvoja vazduhoplovnih borbenih sredstava, bio je veoma interesantan za doskorašnje saveznike. Kao primer, Amerikanci su angažovali čuvenog naučnika i stručnjaka za raketnu tehniku Vernera fon Brauna, sovjeti probnog pilota Eriha Varzica (engl.Erich Warsitz), koji je odbio saradnju i završio je u Sibiru.
Postignute nemačke rezultate, na razvoju mlaznih motora, intenzivno su proučavale obe pobedničke saveznike strane, što je mnogo doprinelo ubrzanju daljem razvoju sovjetskih i američkih aviona. Preuzimanje aksijalnog protoka fluida kroz motor, ogleda se u činjenici da su praktično većina prvih posleratnih aviona, integrisali mlazne motore u gondole na krilima. Sve do 1950. godine, mlazni motori su u borbenim avionima, bili manje ili više tipizirani. U tome periodu su Britanci počeli sa projektima njihovih aplikacija i na civilnim avionima.
Stečena znanja, osvojene tehnologije u Nemačkoj, preliveni su u dalji razvoj i vojno jačanje novo oformljenih vojnih saveza, Varšavskog pakta i NATO.
Dalji razvoj, bio je usmeren na poboljšanje performansi bez povećanja mase i gabarita motora. To je ubrzo dovelo do razvoja motora sa dopunskim sagorevanjem, što je dovelo do malog povećanja mase, ali je značajno poboljšalo performanse. Međutim, ovo je postignuto na račun potrošnje goriva. Tipični predstavnici aplikacija 1950. godine, na zapadu su bili Dženeral Elektrik J79, a na istoku Tumanski R-11. Oba motora su omogućili lovačkim avionima da lete sa brzinom, koje odgovaraju ekvivalentu Mahovog broja 2. Tehnički problemi su uglavnom rešeni. Tada je nastao trend razvoja, sredinom 60-ih godina prošlog veka, u smeru postizanja Mahovog broja 3. U Sovjetskom Savezu, razvijen je Tumanski R-31 a u SAD, Prat end Vitni J58, koji je zbog velikog toplotnog opterećenja, na tim brzinama, koristio posebno gorivo (JP-7). U toku te trke, za sve veće brzine i visine, zahtevi razvoja aviona su uslovili promenu motora. Tada je iskristalisan kriterijum na veliku specifičnu snagu i na malu potrošnju goriva, dobro ubrzanje prirasta potiska, pouzdanost i sposobnost u nadzvučnom letu. Ta tendencija je dovela do uvođenja Dvoprotočnog turbomlaznog motora u vojnom vazduhoplovstvu, kao što je Prat end Vitni F100 i Tumanski R-33. Da bi se pokrio širok opseg brzina može biti ponekad vrlo složen problem, pa su u upotrebi različite aplikacije. Sve u svemu, motori su uvek bili dominantnog uticaja na karakteristike lovačkih aviona i sticanje prednosti nad protivnikom u cilju izbegavanja njegovih raketa i zauzimanje povoljnog položaja za lansiranje svojih.
[11][15][16]
Efikasnost turbomlaznih motora i dalje je rasla, prevazišla je klipne motore. Od 70-ih godina, prošloga veka, sa pojavom visokog odnosa dvoprotočnosti kod dvoprotočnih mlaznih motora, postignuto je da na velikim brzinama i visinama leta, smanjena je potrošnja goriva, na nivo elisno klipnih motora.
Prvi eksperiment je izveden na civilnom britanskom avionu Vikers VC.1, gde su dva elisno klipna motora zamenjena sa mlaznima Rols-Rojs Nene. Eksperiment je uspešno i dokazan u letu, 6. aprila1948. godine, kada su dokazane osnovne pogodnosti ovog pogona u civilnom vazduhoplovstvu.
Posle ovoga uspeha, počela je konverzija vojnih mlaznih motora na civilne avione, prvenstveno putničke. Prvo su integrisani mlazni motori na De Hevilend Komet. Na Kometu je to rešenje više nego dobro prihvaćeno, prvenstveno zbog udobnosti putnika, zbog višestrukog smanjenja vibracija. Kroz misteriozne serije nesreća Kometa (koji nema nikakve veze sa novim motorima, već sa koncentracijom napona u pravougaono isečenim prozorima), narastao je skepticizam i ne poverenje prema novim motorima, sve do nije otkriven pravi uzrok, sredinom 50-ih godina prošlog veka. To nepoverenje je smanjilo broj putnika po avio-kompanijama i usporilo proces uvođenja mlaznog pogona na putničkim avionima. Nakon dugotrajnih ispitivanja zamora strukture i koncentracije napona na Kometu, dat je odgovor i skinuto je nepoverenje u mlazni pogon putničkih aviona. Mlazni motori su imali brz trend svoga razvoja, te nisu bili kočnica za razvoj putničkih aviona. To je bila jedna od značajnih prednosti i to je podstaklo razvoj njihovih novih generacija.
Sovjetski Savez je istovremeno radio na razvoju motora za civilne avione. Prethodno je razvijen najjači elisnomlazni motor Kuznjecov NK-12, integrisan na Tupoljev Tu-95, ubrzo je posle toga ugrađen i u civilni Tupoljev Tu-114, za primenu i pokazalo se u eksploataciji da turbomlazni i elisnomlazni motor nisu međusobno udaljeni po karakteristikama brzine leta i potrošnje goriva.
Uporedna ilustracija tipova protočnih mlaznih motora, sa turbinom.
Dvoprotočni turbomlazni motori, ubrzo su postali masovniji u upotrebi u civilnom, nego u vojnom vazduhoplovstvu. Postalo je pravilo da se uvode i na manje, poslovne avione, a na putničke linijske obavezno. Jedino je opravdano odstupanje bilo kod nadzvučnih putničkih aviona. Tu je prednost, na nadzvučnim brzinama zadržao klasični turbomlazni motor, kao što je bio slučaj na Konkordu sa Rols-Rojs Olimpus 593 i sovjetski Kuznjecov NK-144, na osnovu vojne verzije Kuznjecov NK-22, na avionu Tupoljev Tu-144.
Naftna kriza i povećanje troškova za korišćenje energije, bio je dopunski pritisak na razvoj ekonomičnijih motora. Tako da se vazduhoplovna svetska industrija fokusirala na povećanje efikasnosti pogona aviona i na ispunjenje savremenih zahteva ekologije, prvenstveno u domenu buke i zagađivanja sredine. Usavršene su tehnologije, uvedena su nova konstruktivna rešenja kao što je prstenasta komora sagorevanja i drugo.[17]
Mlazni motori, prvenstveno se koriste za pogon aviona. Takođe se koriste za pogon krstarećih raketa i bespilotnih letelice. U specifičnim aplikacijama, koriste se za pogon specijalnih plovila i trkačkih automobila.
Trenutno najbrži automobil na svetu ima pogon sa mlaznim motorom.
Mlazni motori, često su konstruktivno modifikovani za aplikacije izvan vazduhoplovstva, kao industrijske gasne turbine. Oni se koriste u proizvodnji električne energije, pogon pumpi za ulje i u druge, slične svrhe. Mnogi od ovih motora su izvedeni iz starijih vojnih turbomlaznih motora, kao što su Prat end Vitnej J57 i J75.
Često se koriste stariji motori (čiji je vazduhoplovni resurs istekao) za gradnju uređaja za odmrzavanje poletno sletnih staza na aerodromima.
Svima vrstama i tipovima mlaznih motora je zajedničko da stvaraju potisak, usmerenog dejstva prema napred, suprotno od smera isticanja ubrzanog mlaza gasova. Međusobno su podeljeni na karakteristične tipove, u okviru čega postoje varijacije po aplikacijama i konstruktivnim rešenjima.
Svi mlazni motori, izuzev raketnih, uzimaju vazduh iz atmosfere za stvaranje mešavine sa gorivom, koja sagoreva i oslobađa veliku količinu toplotne energije. Tokom razvoja, brzo je shvaćeno da efikasnost motora zavisi od stepena kompresije uzetog vazduha. Tražen je povoljan i efikasan način uzimanja vazduha, što je i međusobno odvojilo vrste i tipove mlaznih motora.
Gasna turbina je rotacioni motor, koji pretvara toplotnu energiju gasa u mehaničku. Oni imaju ispred kompresor koji pogoni turbina sa pogonskim vratilom, a između njih je komora sagorevanja. U avionskim motorima, ovo su tri osnovna segmenta. Postoji mnogo različitih varijacija gasne turbine, ali sve koriste sistem gas generatora.[18]
Elisnomlazni motor („ultra visoka dvoprotočnost“ ) je mlazni motor koji koristi svoj gas generator za pogon ventilatorske elise, za velike brzine. U odnosu na turboelisni, elisnomlazni motor generiše pogon preko elise, a zadržao je i deo potiska sa izduvnim gasovima. Jedna od razlika između konstrukcije turboelisnog i elisnomlaznog motora je da su krakovi elise na elisnomlaznom motoru podešeni za visoke podzvučne brzine.[a] Omogućena im sje dobra efikasnost i na brzinama leta, kojima odgovara Mahov broj i oko 0,8, što je uporedivo sa savremenim civilnim dvoprotočnim turbomlaznim motorima. Ovi motori su u prednosti po manjoj potrošnji goriva.[19]
Turboelisni motorje proizašao iz mlaznog motora, koji isključivo prenosi svu energiju gasova na turbinu da obrće pogonsko vratilo za prenos na elisu aviona ili rotor helikoptera, preko reduktora. Nije striktno mlazni motor, pošto ne proizvodi direktno potisak, već preko pomoćnog mehanizma. Ima veoma mnogo sličnosti u sistemu sprege kompresora i turbine i između njih komore sagorevanja. Zato se ova vrsta mlaznog motora naziva da je hibridna. Veoma su efikasni na malim brzina, dok na većim nisu, a turborotorska koncepcija je postala nezamenljiva za pogon helikoptera.
Turbomlazni motor se zasniva na principu gasne turbine. Osnovni su mu delovi usisnik, kompresor, komora sagorevanja, turbina i mlaznica. Prvenstveno je razvijen za vojne lovačke avione, tokom Drugog svetskog rata. Kompresor (aksijalni, centrifugalne, ili oba, u kombinaciji) sabija vazduh, gorivo se meša sa komprimovanim vazduhom, ta smeše se pali i sagoreva u komori sagorevanja, a zatim tako topla prolazi kroz turbinu. Kompresor pokreće turbina, koja uzima energiju iz širenja gasa koji prolazi kroz nju. Kinetička energija izduvnog mlaza gasa, kroz mlaznicu, generiše potisak.
Ovaj tip mlaznog motora je prethodnik svima ostalima.[20]
Dvoprotočni turbomlazni motor je tip vazduhoplovnog mlaznog motora zasnovanog na gasnoj turbini i na ventilatorskom protoku vazduha oko kompletnog sklopa jednoprotočnog turbomlaznog motora („jezgra“). Ukupni potisak se postiže sa doprinosom ova dva efekta strujanja, kroz ventilatorski sistem i kroz mlaznicu. Deo ventilatorskog vazduha prolazi kroz jezgro motora, snabdevajući gorionik sa kiseonikom za sagorevanjegoriva. Međutim, ostatak vazduha zaobilazi jezgro motora, meša se sa ubrzanim njegovim tokom, što između ostaloga značajno smanjuje i buku izduvnih gasova. Znatno sporiji ventilatorski protok vazduha (obilazni) proizvodi efikasniji potisak nego sama mlaznica od jezgra motora, a ta činjenica doprinosi smanjuju specifične potrošnje goriva.
Sklop dvoprotočnog turbomlaznog motora se konstruktivno izvodi u aplikacijama, sa zajedničkom i sa odvojenim mlaznicama.
Dvoprotočni turbomlazni motori imaju manju brzinu izduvnih gasova, u odnosu na klasične turbomlazne. To ih čini mnogo efikasnijim u podzvučnoj i krozvučnoj oblasti brzina i na manjim nadzvučnim brzinama od turbomlaznih motora. Na višim nadzvučnim brzinama je efikasan u kombinaciji sa uređajem za dopunsko sagorevanje.
Dvoprotočni turbomlazni motori se grubo dele na kategorije, sa malom i sa velikom količinom obilazećeg vazduha, oko jezgra. Motori sa malim odnosom dvoprotočnosti, korisniji su za lovačke avione, presretače. Za borbene avione, za neposrednu podršku, pri zemlji, koriste se motori sa velikim odnosom dvoprotočnosti, a za višenamenske borbene avione sa srednjom, od 0,45 do 0,5. Za putničke avione se zahteva visok odnos dvoprotočnosti, što obezbeđuje nisku potrošnju goriva i malu buku.[21][22]
Dvoprotočni turbomlazni motor, sa zajedničkom i sa odvojenim mlaznicima.
Na levom crtežu je ilustracija sa 2-vratila, niske-dvoprotočnosti, sa zajedničkom mlaznicom. Niski pritisak je označen sa zeleno, a visoki sa ljubičasto. Ventilator i stepen niskog pritiska kompresora je na zajedničkom vratilu, koje pokreće turbina niskog pritiska, dok stepen visokog pritiska kompresora pokreće turbina visokog pritiska, sa kraćim vratilom, većeg prečnika.
Dopunsko sagorevanje je dodatni uređaj, dodat nekom mlaznom motoru, pre svega na vojnim nadzvučnim avionima. Njegova svrha je da obezbedi privremeni porast potiska, za nadzvučni let, poletanje i za performanse super manevra. Na vojnim avionima dodatni potisak, posebno može biti presudan za ishod borbe u vazdušnom prostoru. Dopunsko sagorevanje se postiže sa ubacivanjem dodatnog goriva u mlaznicu, iza turbine. Prednost dopunskog sagorevanja je značajno povećanje potiska, mana je njegova veoma visoka potrošnja goriva i neefikasnost, i ako je to često prihvatljivo iz nužde potrebe, u kratkom vremenskom periodu upotrebe. Dopunsko sagorevanje se koristi na turbomlaznim i dvoprotočno turbomlaznim motorima, koji pogone nadzvučne lovačke avione.[23]
Proizilazi, da je kod mlaznog motora kompresor „nužno zlo“, pošto zahteva turbinu za svoj pogon, a to je zajedno komplikovano rešenje, sa dosta pokretnih delova i odvod značajnog dela energije. Konstruktori i istraživači su pokušavali napraviti jednostavniji mlazni motor i to su uspeli, ali uslovljeno sa drugim manama. Ova rešenja se zasnivaju na prirodnoj razlici zaustavnog pritiska (ukupni statički i dinamički), ispred i iza ulaznog poprečnog preseka u komoru sagorevanja. Na tome principu rade dve vrste mlaznih motora.
Motoru, sa ventilima, nije potrebna početna brzina da bi počeo sa radom, za razliku od nabojno mlaznog, a za neke bez ventila potrebno je ubaciti početni, sveži vazduh. Pulsirajući mlazni motor ima veoma mali statički potisak. Isti raste sa povećanjem brzine, odnosno sa dinamičkim pritiskom, ispred nepovratnih ventila, odnosno ispred komore sagorevanja. Iz toga razloga, se ovi motori koriste u kombinaciji sa dodatnim početnim pogonom (kao što je bio slučaj sa V-1 sa startnom raketom). Pored toga, pulsirano sagorevanje stvara buku i predstavlja izvor jakih vibracija. Iz toga razloga su nepraktični za upotrebu, bez obzira na ubedljivu prednost u jednostavnosti konstrukcije, proizvodnji, održavanju i u maloj ceni.[24][25]
Nabojnomlazni motor (engl.Ramjet) je vrsta mlaznog motora, u kojem nema pokretnih delova. Motor je u stvari oblikovana cev, sa čijom promenom poprečnih preseka, transformiše se dinamički u statički pritisak vazduha. Optimizacija zakonitosti promene poprečnih preseka „cevi“, vezana je za postavljeni kriterijum ispunjenja uslova potrebnog statičkog pritiska za efikasno sagorevanje. Na osnovu isključivog uslova, da je za rad ovoga motora neophodan dinamički pritisak vazduha na njegovom ulaznom preseku, isti ne može raditi u statičkim uslovima, niti se može sam pokrenuti iz stanja mirovanja. Njegov najefikasniji rad je pri velikim nadzvučnim brzinama leta, ekvivalenta u Mahovom broju oko M = 3, a uspešno funkcioniše i do M = 6.
Posebno je pogodan za aplikacije koje zahtevaju male i jednostavne pogone na velikim brzinama leta, kao što su rakete, posebno za protivoklopnu borbu. U nekim specijalnim i izolovanim slučajevima koriste se i za pogon posebnih brzih aviona.
Nadzvučni nabojnomlazni motor, mehanički je vrlo sličan nabojnomlaznom motoru. Oba se sastoje od usisnika, komore sagorevanja i mlaznice. Osnovna razlika između njih je što nadzvučni nabojnomlazni motor ne usporava dolazeći protok vazduha na podzvučne brzine za sagorevanje, oni koriste „nadzvučno sagorevanje“. Po toj osobini je dato ime na engleskom jeziku engl.Scramjets (od reči supersonik i ramjet). Ovi motori mogu dobro da rade na velikim brzinama leta, čak i na Mahovim brojevima većim od 6, gde bi obični nabojno mlazni motor bio neefikasan. Još jedna razlika između ova dva tipa motora je i ta što nadzvučni nabojnomlazni motor koristi dopunski skok pritiska usled udarnih talasa.
U svetu je veoma mali broj nadzvučnih nabojnomlaznih motora izgrađeno i letelo. U maju 2010. godine, Boing X-51 postavio je rekord izdržljivosti za najduže trajanja nadzvučnog sagorevanja od preko 200 sekundi.[28]
Raketni motor koristi iste osnovne fizičke principe kao i mlazni, generisanje potiska i njegova upotreba za pogon, ali se razlikuje po tome što ne zahteva atmosferski vazduh za obezbeđenje neophodnog kiseonika za sagorevanje, on nosi sve neophodne komponente za sagorevanje u gorivu.
Koristi se za lansiranje satelita, istraživanje svemira sa letelicama sa i bez ljudske posade.
Raketni motori se koriste za visinske letove raznih letelica, posebno u prostoru sa smanjenom gustinom vazduha i kiseonika. Karakteristika im je veoma visok potisak i odnos potisak/masa.
Posebno su poznati po pogonu raketa i projektila za vojne namene.
Velike brzine izduvnih gasova i specifična masa goriva im obezbeđuju veliku efikasnost na velikim brzinama leta.[29]
Svi mlazni motori su reaktivnog dejstva, stvaraju potisak emisijom sagorelih gasova, na izlaznoj mlaznici pozadi, sa relativno velikom brzinom. Na ovaj način generišu reaktivnu silu potiska, koja ga gura unapred zajedno sa avionom, u koji je i ugrađen.
Mlazni motori se napajaju sa mlazom goriva iz rezervoara, koji je priključen na njega, vazduh uzima iz atmosfere, izuzev raketnog motora, koji nosi i kiseonik u nekom vidu, koji omogućava sagorevanje .
Potisak kod mlaznih motora zavisi od razlike brzine vazduha na ulazu i na izlazu iz motora, poprečnog preseka A i gustine vazduha .
Približna jednačina za potisak mlaznog motora (zavisi i od tipa), zasniva se na proizvodu:
Gde je:
protok mase u sekundi i
brzina izduvnih gasova.
Drugim rečima letelica je pogonjena sa istim potiskom ako se velika količina gasa sporo kreće na izlazu, ili mala količina brzo. U praksi lokalni delovi izduvnih gasova mogu biti brži od drugih, ali je važan njihov „prosečan efekat“ što se zove „efektivna brzina izduvnih gasova“ - .
Međutim kada se letelica kreće sa određenom brzinom , vazduh ima relativno kretanje prema njemu, tada kroz usisnik motora ulazi maseona količina vazduha:
Kod većine tipova mlaznih motora, taj unos vazduha, najveći je deo koji se sadrži u izduvnim gasovima. Konvencionalni raketni motori, međutim, nemaju unos vazduha, oksidant i gorivo se nosi unutar letelice. Dakle, raketni motori nemaju usisnik, pa je bruto potisak mlaznice i neto potisak motora. Shodno tome, karakteristike potiska raketnog motora se razlikuju od protočnog mlaznog motora sa vazduhom, pošto njihovo sagorevanje nije u funkciji brzine leta.
Unos vazduha u kanal mlaznog motora jedino daje korist ako je brzina gasa iz motora veća od brzine letelice . Neto potisak motora postoji kada i vrednost . Tako je potisak jednak:
Ova jednačina pokazuje, da veća masa gasova mora proći kroz motor i da se nastavlja ubrzavati po istom prirastu, ali svi motori su projektom limitirani na ovo. Zato što jednačina podrazumeva da letelica ne može da ubrza i prestigne brzinu izduvnih gasova, jer bi to dalo negativan potisak, a to bi izazvalo njeno usporavanje.
Energetska efikasnost () mlaznih motora, integrisanih u letelicama, ima dve osnovne komponente efikasnost ciklusa (), što je mera efikasnosti motora za ubrzanje prirasta energije mlaza i propulzivna efikasnost (), što je mera energije prenetog potiska na letelicu, bez usputnih gubitaka.
Zavisnost energetske efikasnosti (ηp) od odnosa brzina letelice / izduvnih gasova (v/vg), za mlazne motore.
Propulzivna efikasnost je procenat mehaničke energije, koji se iskoristi za pogon letelice, u odnosu na uloženu. Uvek je manji od 100% zbog gubitka kinetičke energije u izduvnim gasovima, a manji je od idealne efikasnosti pogonskog mehanizma, kao što je princip sa elisom. Pored toga, pogonska efikasnost, u velikoj meri zavisi od gustine vazduha i brzine leta. Na primer, efikasnost pogonske elise naglo pada pri približavanju brzine leta letelice, brzini zvuka, zbog aerodinamičkih efekata stišljivosti na krakovima elise. Uvek postoji neki gubitak energije u pogonskom procesu kretanja kroz vazduh.
Za sve mlazne motore pogonska efikasnost je najveća, kada se izduvni gasovi izbacuju sa brzinom koja je ista kao, ili približno ista kao, brzina leta, tada su minimalni gubici u kinetičkoj energiji izbačenih gasova.[30]
Efikasnost ciklusa (), odnosi se na toplotnu efikasnost mlaznog motora. To je u obliku iskorišćenja toplote, stvorene u motoru. Toplotna efikasnost motora određuje odnos temperature koja se unese u motor sa sagorevanjem, u ovom slučaju na ulazu u mlaznicu, i temperature gasova na kraju procesa širenja, koji izlaze u atmosferu. To je uslovljeno sa ukupnim odnosom pritiska koji se može postići, kroz motor.
Ciklus efikasnosti, najveći je kod raketnih motora (~ 60 +%), pošto oni mogu da postignu izuzetno visoke temperature pri sagorevanju i mogu imati veoma veliku, energetsku efikasnost mlaznice. Ciklus efikasnosti turbomlaznih motora (i sličnih), bliže je vrednosti od 30%. Praktično, sa sagorevanjem se postižu niže temperature, pošto su im mlaznice mnogo manje efikasnosti.[30][32]
Specifična potrošnja goriva, kod mlaznih motora, meri se sa specifičnim impulsom ili sa ostvarenom snagom. Specifični impuls i efikasnost brzine izduvnog mlaza, direktno su proporcionalni, dok je specifična potrošnja goriva obrnuto. je dato u sekundama. Specifični impuls predstavlja dužinu vremena trajanja jednog kilograma mase goriva, za potisak od jednog Njutna.
Pojam energetske efikasnosti i specifične potrošnje goriva, u bliskoj su vezi. Za mlazne motore, energetska efikasnost i gorivna efikasnost su sasvim ista stvar, jer je gorivo izvor energije. Kod raketnog motora, sa gorivom, stvara se samo izduvni mlaz, a to znači da visoka energetska goriva, daje bolju efikasnost, ali ipak mogu u nekim slučajevima dati i manju, pošto zavisi i od drugih faktora.
Može se videti da podzvučni dvoprotočni turbomlazni motor, poput Dženeral Electric CF6 koristi mnogo manje goriva za generisanje potiska, u odnosu na turbomlazni na Konkordu. Međutim, pošto je energija proizvod sile i pređenog puta, a Konkord u jedinici vremena pređe veći put, zato njegov motor generiše veću snagu, za istu količinu goriva, pri svome nadzvučnom letu sa velikom brzinom, ekvivalenta M = 2. Zato su Konkordovi motori mnogo efikasniji na linijskom letu, za jedinicu potiska, po kilometru pređenog puta, pošto pređu kilometar puta za mnogo kraće vreme.
Specifični impuls je parametar za opis efikasnosti mlaznih motora, uključujući i raketne. Koristan je za poređenje vrednosti motora, kao i za sposobnost letelica da pređu određeni put po jedinici količine goriva. Pogon sa većim specifičnim impulsom je i sa većom efikasnošću goriva. Specifična potrošnja goriva je obrnuto proporcionalna specifičnom impulsu i efikasnosti izduvne brzine.
Specifični impuls, daje brz odgovor o karakteristikama rakete, ako se zna maseoni protok kroz mlaznicu. Drugo, to je uporedni pokazatelj efikasnosti motora. Dva različita raketna motora imaju različite vrednosti specifičnih impulsa. Motor sa većom vrednošću specifičnog impulsa je efikasniji, jer proizvodi više potiska za istu količinu goriva. Treće, specifični impuls pojednostavljuje matematičke analize termodinamičkih procesa u bezdimenzionom obliku, bez teškoća korišćenja sistema mera. Četvrto, daje lak način za određivanje „veličine“ motora, tokom preliminarne analize. Rezultat termodinamičke analize određenih vrednosti specifičnog impulsa, za određenu težinu rakete, definiše potrebnu vrednost potiska, pa i veličinu motora.[30][32][33][29]
Parametar, odnos potiska i težine, je odnos potiska prema težini kod raketnog, mlaznog, elisno klipnog motora, odnosno težine letelice koju pokreće taj motor. Taj parametar je pokazatelj performansi motora i te letelice. Odnos potiska i težine, kod letelice je promenljiv u funkciji vremena rada motora, zbog progresivne potrošnje goriva. Zbog toga se u poređenju daju početne, ili neke standardne operativne vrednosti, za letelice. Odnos potiska i težine kod mlaznih motora, sličnih principa varira u određenom rasponu vrednosti, ali uglavnom je u funkciji primenjene tehnologije gradnje. Poželjno je, za dati motor, postići što manju njegovu težinu, za zahtevani potisak. Sa manjom težinom motora, obično idu i manji njegovi gabariti, pa i manji otpor, a i mogućnosti za veći korisni teret letelice, za određene performanse leta. Raketni motori generalno, imaju daleko bolji odnos potiska i težine, od protočnih mlaznih motora, kao što je npr. dvoprotočni turbomlazni motor. To je pre svega zbog toga što raketni motori gotovo univerzalno koriste gusta tečna goriva, u kojima su svi sastojci za sagorevanje, dok kod protočnih mlaznih motora se vazduh uvodi i sabija sa dopunskim uređajima, koji imaju gabarite, masu i odvode deo energije preko turbine na kompresor. To upoređenje se vidi u tabeli, desno.
Uporedni pregled efikasnosti mlaznih motora, u funkciji brzine leta, na visini od 10 km.
U ovoj analizi, razmatrani su i elisno klipni motori, zbog sagledavanja razlika i specifičnosti u poređenju. Oni sa elisom ubrzavaju veliku masu vazduha, sa relativno malom granicom maksimalne brzine leta. Ova niska brzina je zbog ograničenog maksimalnog potiska (vučne sile) elise u pogonu aviona. Međutim, zato što se u principu ubrzava velika masa vazduha, kod motora sa elisom, kao kod elisnomlaznog motora, isti mogu biti vrlo efikasni.
Sa druge strane, turbomlazni motori ubrzavaju mnogo manju masu vazduha sa istom potrošnjom goriva, ali ga ubrzavaju na mnogo veću izlaznu brzinu sa Lavalovom mlaznicom. Ta osobina je razlog da su ovi motori pogodni za velike okozvučne i nadzvučne brzine.
Niska dvoprotočnost, kod turbomlaznih motora, zasniva na dva protočna kanala vazduha, kroz jezgro i kroz obilazni kanal, sa različitim brzinama . Potisak takvog motora je:
Gde su: i mase vazduha, kroz jezgro motora i kroz obilaznicu.
Takvi motori su efikasniji pri manjim brzinama leta, u odnosu na klasične turbomlazne, ali su manje efikasni od dvoprotočnih turbomlaznih motora i elisnomlaznih. Na primer, na visini leta od 10 km, dvoprotočni turbomlazni motori su najefikasniji oko Mahovog broja= 0,4, sa malom dvoprotočnošću efikasniji su na oko 0,75, a klasični turbomlazni su efikasniji od dvoprotočnih pri brzinama, ekvivalenta Mahovom broju 2-3.
Raketni motori imaju izuzetno velike brzine izduvnih gasova i sa time su najbolje rešenje za velike hipersonične brzine leta, na velikim visinama. Potisak i efikasnost raketnog motora se poboljšava sa povećanjem nadmorske visine leta, zato što se sa time povećava razlika pritiska u izlaznom mlazu i u atmosferi. Sa visinom leta pada gustina ulaznog vazduha, pa kod protočnog mlaznog motor neto potisak opada. Raketni motori su efikasniji i od nadzvučnih nabojnomlaznih oko Mahovog broja M=15.[32][44]
Sa izuzetkom nadzvučnih nabojnomlaznih, protočni mlazni motori, mogu da prihvate vazduh samo na brzini oko polovine brzine zvuka. Dovod sistema uvodnika za motore krozvučnih i nadzvučnih aviona usporava vazduh i vrši njegovu kompresiju.
Ograničenje maksimalne visine za motore određuju uslovi koje je potrebno obezbediti za sagorevanje na veoma velikim visinama, gde vazduh postaje suviše redak i teško ga je obezbediti za sagorevanje. Sa kompresijom, u velikom stepenu sabijanja, isti se mnogo zagreje i pre komore sagorevanja. Za turbomlazni motor, granična visina je oko 40 km, dok je za nabojnomlazne 55 km. Nadzvučni nabojnomlazni motor može teoretski stabilno raditi do visina od 75 km, a raketni motor, nema ograničenje visine.
Na manjim visinama leta lakše se komprimuje vazduh u usisniku motora, i to u velikoj meri zagreva vazduh. Gornja granica brzina se obično smatra, izraženo preko Mahovog broja, da je oko M=5-8. Na većim brzinama azot iz atmosfere ima tendenciju da reaguju zbog visoke temperature na ulazu u usisnik, što značajno troši energiju. Izuzetak je nadzvučni nabojnomlazni motor, koji može biti u stanju da postigne oko M=15 i više, pošto ne usporava vazduh, a raketni nemaju ograničenje brzine.[44]
Buka je zbog mešanja i međusobnog uticaja izduvnih gasova i spoljnjeg vazduha. Intenzitet buke je proporcionalan potisku, kao i brzini izduvnih gasova. Generalno, sa smanjenjem brzine izduvnih gasova, kao što je visoka dvoprotočnost dobiju se najtiši motori, a najbrže isticanje iz mlaznice je najglasnije.
Pošto se na prethodnu zakonitost teško može uticati, ako drugi uslovi imaju prioritet u izboru tipa motora, primenjuju se postoje, dodatne konstruktivne mere. Da se preko rešenja određenih prigušivača umanji buka.
Pored toga što su krakovi elisa napravljeni od tankih aeroprofila, njihovoj napadnoj ivici se kontinualno menja ugao strele, sa udaljavanjem od ose obrtanja (od korena). Tako isti imaju izgled, kao što je oblik sečiva tradicionalne turske sablje. Na ovaj način im je povećana kritična brzina, to jest odložena je pojava prvih lokalnih udarnih talasa, na veće lokalne brzine strujanja vazduha. Koristi se aerodinamički efekat ugla strele krila, za okozvučne i nadzvučne brzine. Ovde ne može biti konstantan ugao strele, prvo je promenljive negativne vrednosti, do neke prevojne tačke zakrivljenosti, pa prelazi na rastuće pozitivne vrednosti (vidi sliku desno).
.jpg)
.jpg)
![{\displaystyle \ I_{sp}={\frac {T}{{\dot {m}}\cdot g_{0}}}\quad [s]}](https://wikimedia.org/api/rest_v1/media/math/render/svg/21afc4dbce35f64f578ad444476f7eb9fd0913da)
![{\displaystyle \ I_{sp}={\frac {I}{G}}={\frac {I}{m\cdot g_{0}}}={\frac {V_{eq}}{g_{0}}}\quad \longmapsto \quad \ I_{sp}={\frac {F}{{\dot {m}}\cdot g_{0}}}\quad \left[{\frac {\frac {kg\ m}{s^{2}}}{{\frac {kg}{s}}{\frac {m}{s^{2}}}}}\right]\quad \longmapsto \quad \ I_{sp}={\frac {F}{{\dot {m}}\cdot g_{0}}}\quad [s]}](https://wikimedia.org/api/rest_v1/media/math/render/svg/fa9782d1290678ac1540679e49934c17b863a4d2)
