Motor de reacció

Archiu:F100 F-15 engine.JPG

Motor de reacció

Un motor de reacció, reactor o jet (del anglés jet engine), és un tipo de motor que descarrega una chorrada de decorregut a gran velocitat per a generar un espente d'acort en les lleis de Newton. Esta definició generalisada del motor de reacció inclou turborreactorés (que a la seua volta inclouen turbofanes), motors eixida, estatorreactorés i pulsorreactorés. El terme turborreactor no deu ser usat per a referir-se en general als motors de turbina de gas, sino a només els que produïxen reacció a partir d'una chorrada de gasos per a propòsits de propulsió. Els motors turbohélice i turboeje són motors de turbina de gas, pero no són turborreactores.

Història

Els motors de reacció poden ser datats des de el I, quan Herón d'Aleixandria va inventar l'eolípila. Esta utilisava el poder del vapor dirigit a través de dos eixides, que causava que una esfera girara ràpidament sobre el seu eix donant aixina un gir rarament hexagonal. L'aparat mai va ser utilisat per a realisar treballs mecànics i no es varen reconéixer les potencials aplicacions d'este tipo de màquines. Açò es va deure a que para este dispositiu primitiu tenia una bajísima eficiència i una bajísima potència, i estaven molt llimitades les possibilitats de dissenyar millores, ya que en el moment tampoc es coneixien els principis baix els quals funcionava (les lleis de Newton). En conseqüència, va ser considerat solament com una curiositat.

De la mateixa manera, la propulsió a chorrada va començar en l'invenció del eixida pels chinencs en el XI. El sistema de propulsió de l'eixida va ser utilisat inicialment per a crear fòcs artificials pero gradualment va progressar per a crear alguns tipos d'armes, encara que la seua tecnologia no va progressar durant sigles.

El problema era que eixes eixides eren massa ineficaces per a ser útils en l'aviació general. Durant els anys 1930, el motor de combustió interna en les seues diferents formes (radial estàtic i rotatori, refrigerats per aire i líquit) era l'únic tipo de planta motriu disponible per als dissenyadors aeronàutics. No obstant, els ingeniers varen escomençar a comprendre que el motor de pistones estava llimitat en térmens del màxim rendiment que podia alcançar; el llímit era essencialment el de l'eficiència de la hèliç. Esta alcançava el seu màxim quan les puntes de les #pala s'aproximaven a la velocitat del sò. Si el rendiment del motor, i per tant de l'avió, es volia incrementar per a superar esta barrera, es devia trobar un nou modo per a millorar radicalment el disseny del motor de pistones, o es necessitava desenrollar un nou tipo de planta motriu. Açò va ser el motiu per al desenroll del motor de reacció.

Aixina mateix, els primers intents de reactors varen ser dissenys híbrits en els que una font d'energia externa aportava la compressió. En este sistema, denominat «termorreactor» per Secondo Campini, l'aire era primer comprimit per una hèliç moguda per un motor de pistones convencional, després es mesclava en el combustible i ardia per a crear l'espente. Eixemples d'este tipo de disseny varen ser el Coandă-1910 d'Henri Coandă, posteriorment el Caproni Campini N.1 o CC.2 i el motor Tsu-11 japonés per a impulsar en els avions kamikaze Yokosuka MXY-7 Ohka a finals de la Segona Guerra Mundial. Cap era completament eficient, i el Caproni Campini N.1 inclús era més llent que el seu disseny tradicional en motor de pistones i hèliç.

La clau per a un reactor útil va ser la turbina de gas, utilisada per a extraure energia per a impulsar el compressor des del propi motor. La turbina de gas no era una idea nova: la palesa per a una turbina estacionaria va ser otorgada a John Barber en Anglaterra en 1791. La primera turbina de gas que va funcionar de forma autosostenida exitosament va ser construïda en 1903 per l'ingenier noruec Ægidius Elling. Les primeres paleses per a la propulsió a chorrada varen ser otorgades en 1917. Per eixemple, la de l'ingenier espanyol Ramón Casanova otorgada en eixe any, referent al prototip de turborreactor que va escomençar a construir en 1913. Les llimitacions en el disseny i en la metalúrgia varen impedir que estos tipos de motors anaren fabricats. Els principals problemes eren la seguritat, la fiabilitat, el pes i, especialment, el funcionament continu.

En 1929, l'aprenent Frank Whittle va enviar formalment les seues idees per a un turborreactor als seus superiors. El 16 de giner de 1930, en Anglaterra, Whittle va demanar la seua primera palesa (otorgada en 1932). La palesa mostrava un compressor axial de dos etapes alimentant a un compressor centrífugo d'un únic costat. Whittle posteriorment es va concentrar en un compressor centrífugo més simple per vàries raons pràctiques. En 1935, Hans von Ohain va començar a treballar en un disseny similar en Alemània, aparentment sense estar informat del treball de Whittle, i en eixe mateix any, en Espanya l'ingenier aeronàutic militar Virgilio Leret ya disponia d'un proyecte d'un motor a reacció denominat Mototurbocompresor de Reacció Contínua, patentat en Madrit el 28 de març de 1935, pero el seu fusilament a l'any següent li va impedir desenrollar el proyecte, els plans del qual va suministrar un parent republicà a l'eixèrcit anglés.

Whittle va tindre el seu primer motor llest en abril de 1937. Estava alimentat per combustible líquit i incloïa una bomba autocontenida. El motor de Von Ohain, en cinc mesos de retart respecte al de Whittle, utilisava gas que es proporcionava baix una pressió externa, per tant no era autocontenido. L'equip de Whittle va experimentar casi un fracàs quan el motor no es va poder parar, inclús despuix de tallar el combustible. El combustible s'havia filtrat en el motor i es va acumular, per lo que el motor no es pararia fins que es cremara tot el combustible.

Ohain va contactar en Ernst Heinkel, un dels principals industrials d'aviació de l'época, que va vore les possibilitats del nou disseny. Heinkel havia comprat recentment la companyia de motors Hirth, i Ohain i el seu maquiniste cap, Max Hahn, varen ser assignats com una nova divisió de la companyia Hirth. El seu primer motor, el HeS 1, va començar a funcionar en setembre de 1937. A diferència del disseny de Whittle, Ohain va utilisar hidrogen com a combustible, proporcionat baix pressió externa. Els següents dissenys varen culminar en el motor alimentat per gasolina HeS 3 de 5 kN, que va ser utilisat per a equipar en un He 178 i va volar per primera volta el 27 d'agost de 1939 per Erich Warsitz en l'aeròdrom de Marienehe. L'He 178 es va convertir en el primer avió de reacció.

En eixos moments, el motor de Whittle va començar a ser útil i el seu Power Jets Ltd. va escomençar a rebre diners del Ministeri de l'Aire. En 1941 una versió del motor denominat W.1 en una potència de 4 kN va ser utilisada en l'avió Gloster I28/39 especialment construït per al motor i va realisar el seu primer vol el 15 de maig de 1941.

Un problema en els primers dissenys, que es denominaven motors de fluix centrífugo, era que el compressor treballava llançant (accelerant) l'aire des de l'entrada d'aire central a la perifèria del motor, a on l'aire era comprimit, convertint la seua velocitat en pressió. Una ventaja d'este disseny va ser que ya era ben conegut, sent implementat en supercompresores centrífugos. No obstant, donades les llimitacions tecnològiques, el compressor necessitava ser d'un gran diàmetro per a produir la potència requerida.

L'austríac Anselm Franz de la divisió de motors de Junkers (Junkers Motoren o Jumo) va solucionar estos problemes en l'introducció del compressor de fluix axial, que era essencialment una turbina en reversa. L'aire venia del front del motor i era impulsat cap a la part posterior per una etapa d'hèlices, a on chocava contra un grup d'hèlices que no rotaban. El procés no s'acostava en potència al del compressor centrífugo, per lo que s'afegia varis grups d'hèlices per a conseguir la compressió necessària. Inclús en tota la complexitat afegida, el motor era d'un diàmetro molt menor. Jumo va ser assignat per al següent motor i el resultat va ser el Jumo 004. Despuix d'alguns problemes menors, la producció en série d'este motor va començar en 1944 com a planta motriu per al primer caça a reacció, el Messerschmitt Em 262 (i posteriorment el primer bombardero reactor, el Llaurat Ar 234). Despuix de la Segona Guerra Mundial, els aliats varen estudiar l'Em 262 i la seua tecnologia va contribuir als primers caces a reacció nortamericanes i soviètics.

Els motors de fluix centrífugo han segut millorats des de la seua introducció. En les millores en la tecnologia de #rodament, la velocitat dels eixos ha aumentat, reduint en importància el diàmetro del compressor. Una llongitut menor del motor permaneix sent una ventaja d'este disseny. Ademés, els seus components són robusts, mentres que els motors de fluix axial són més propensos a ser danyats per objectes externs.

Tipos

Existix una gran cantitat de diferents tipos de motors de reacció, en els que tots obtenen propulsió per mig de l'expulsió de decorreguts a altes velocitats.

Tipo	Descripció	Ventages	Desventages
Motor d'aigua	Llança una chorrada d'aigua despuix del barco.	Pot funcionar sumergit, potent, menys amolador al mig ambient.	Pot ser menys eficient que una hèliç, més vulnerable als rebujos.
Termorreactor	El motor de reacció de pren d'aire més primitiu. En essència, un motor de pistones que acciona un turbocompressor en la seua eixida de gasos.		Pesat, ineficaç i poca potència.
Turborreactor	Terme genèric per a un motor de turbina senzill.	Simplicitat del disseny, eficient a velocitats supersòniques (Mach 2).	Disseny bàsic, sense millorar en rendiment i potència en vol subsónico, relativament sorollós.
Turbofán / Turboventilador	La primera etapa del compressor molt aumentada per a proporcionar un fluix d'aire derivat al voltant del núcleu del motor.	Més silenciós per la seua major massa de fluix i menor velocitat total d'eixida, més eficient per a diverses velocitats subsónicas, temperatura més baixa dels gasos d'eixida.	Major complexitat (múltiples conductes), diàmetro del motor gran, necessitat de contindre álabes pesats. Més expost a danys per objectes externs i gèl. La velocitat màxima està llimitada per la possibilitat d'ones de choc que danyen el motor. La forma més comuna de reactor en el 2007, utilisat per avions de llínea com el Boeing 747 i avions militars.
Propfan	Motor turbopropulsor que mou una o més hèlices. Similar a un turboventilador.	Alta eficàcia de combustible, potencialment menys sorollós, podria liderar el vol comercial a alta velocitat, popular durant els anys 1980 durant les crisis de combustibles.	El desenroll de motors propfan ha estat molt llimitat, generalment més sorollós que els turboventiladores, complex.
Estatorreactor (ramjet en anglés)	L'aire d'entrada és comprimit completament per la velocitat i la seua forma divergent.	Molt poques parts mòvils, alcança velocitats de Mach 0,8 a 5 o més, eficient a alta velocitat (Mach 2,0 o major), el motor de reacció d'entrada d'aire més llauger en relacions d'espente-pes de fins a 30 a velocitats òptimes.	Deu tindre una velocitat inicial alta per al seu funcionament, ineficiente a velocitats baixes per la seua baixa relació de compressió, generalment en una llimitada variació de velocitats, el fluix en les prens d'aire deu ser reduït a velocitats subsónicas, sorollós, relativament difícil de provar.
Scramjet	Similar a un estatorreactor sense un difusor, el fluix d'aire permaneix a velocitats supersòniques durant tot el motor.	Poques parts mecàniques, pot operar a velocitats molt altes (Mach 8 a 15) en bona eficàcia.	Encara en fase de desenroll, necessita d'una velocitat inicial molt alta (Mach 6 o més) per a funcionar, problemes de refrigeració, relació espente-pes molt pobre (2), complexitat aerodinàmica molt alta, dificultats en les estructures.
Pulsorreactor	L'aire és comprimit i cremat de forma intermitent en lloc de modo continu. Alguns dissenys utilisen vàlvules	Dissenye molt simple, utilisat comunament en aeromodelismo.	Sorollós, ineficiente (baixa relació de compressió), funcionament pobre a gran escala, les vàlvules en els dissenys que les utilisen es desgasten ràpidament.
Motor de detonació per polsos	Similar al pulsorreactor, pero la combustió ocorre com una detonació en lloc d'una deflagració, pot necessitar o no vàlvules.	Màxima eficiència teòrica del motor	Molt sorollós, les parts expostes a una fatiga mecànica extrema, difícil de començar la detonació, sense ser pràctic per a l'us actual.
Motora eixida	Dus tot els propelentes a bordo, emet una chorrada per a la seua propulsió.	Molt poques parts mòvils, alcança velocitats de Mach 0 a 25 o més, eficient a molt altes velocitats (Mach 10 o més), relació espente-pes major de 100, sense entrades d'aire complexes, alta relació de compressió, eixida de gasos a velocitats hipersónicas molt altes, bona relació espente-cost, relativament fàcil de provar, treballa en el buit.	Necessita grans cantitats de propelentes, un impuls específic molt baix (generalment entre 100 i 450 segons). Altes tensions termals en la cámara que poden dificultar la seua reutilisació. Generalment requerix un oxidant que aumenta els riscs, extremadament sorollós.
Eixida aumentada d'aire	Essencialment un estatorreactor a on l'aire d'entrada és comprimit i cremat en els gasos d'eixida d'una eixida.	Alcança velocitats de Mach 0 a Mach 4,5+ o (també pot ser utilisat fòra de l'atmòsfera), bona eficàcia entre Mach 2 i 4.	Eficiència similar a les eixides a baixa velocitat o fòra de l'atmòsfera, dificultats en les prens d'aire, un tipo relativament poc desenrollat i investigat, problemes en la refrigeració, molt sorollós.
Turbocohete	Un turborreactor a on un oxidant adicional, com l'oxigen, és afegit al fluix d'aire per a incrementar l'altitut màxima.	Molt pròxim a dissenys existents, funciona a cotes molt altes, un ampli ranc de velocitats i altituts possibles.	La velocitat llimitada en el mateix ranc que la del turborreactor, el transport de l'oxidant com óxigeno líquit (LOX) pot ser perillós.
Reactors pre-gelats / LACE	L'aire d'entrada és gelat a temperatures molt baixes en la pren abans de passar a través d'un estatorreactor o turborreactor.	Fàcil de provar en terra. Relacions d'espente-pes molt altes són possibles (14) junt en una bona eficàcia de combustible en un ampli ranc de velocitats, pot alcançar velocitats de Mach 0 a 5,5 o més, esta combinació pot permetre el seu llançament a òrbita o viages intercontinentals molt ràpits.	Solament existix com a prototips de laboratoris. Alguns eixemples són RB545, SABRE, ATREX

Comparació

L'impuls de moviment d'un motor és igual a la massa d'aire multiplicat per la velocitat en la que el motor expulsa eixa massa:

$I=mc$

Símbol	Nom
$I$	Impuls de moviment
$m$	Massa d'aire
$c$	Velocitat d'expulsió

Es pot considerar que un avió vola a major velocitat si emet la massa d'aire en una velocitat d'expulsió major o si emet més cantitat d'aire per segon a la mateixa velocitat. No obstant, quan l'avió vola en certa velocitat $v$, l'aire es mou junt a ell, creant una resistència en l'entrada d'aire.

La majoria dels motors de reacció tenen una entrada d'aire, que proporciona la major part del gas que eixirà per la tovera. Els motors d'eixida, no obstant, no tenen una entrada d'aire, duent en la seua estructura tant l'oxidant com el combustible. Per tant, els motors d'eixida no tenen una resistència, l'espente en bruto de la tovera és l'espente net del motor. A conseqüència d'açò, les característiques d'espente d'un motor d'eixida són diferents a les dels motors de reacció de pren d'aire.

El reactor de pren d'aire solament és útil si la velocitat del gas que va cap al motor, $c$, és major que la velocitat de l'avió, $v$. L'espente net del motor és igual al que seria si el gas anara expulsat a una velocitat de $c-v$. El moment seria igual a:

$S=m(c-v)$

El turbopropulsor té un ventilador que pren i accelera una gran massa d'aire encara que seguix llimitat a la velocitat de qualsevol avió d'hèliç convencional. Quan l'avió supera en velocitat eixe llímit, les hèlices no proporcionen cap espente ($c-v<0$).

Els turborreactorés i atres motors similars acceleren una cantitat de massa d'aire menor, pero emet eixa massa a velocitats més altes en una tovera de Laval. Esta és la raó per la que poden soportar velocitats supersòniques i majors.

Per una atra part, l'eficiència energètica és major quan el motor expulsa tanta massa d'aire possible a eixa velocitat, comparable a la velocitat de l'avió. La seua fòrmula és

$\eta =\frac{2}{1+\frac{c}{v}}$

El turbofán de pas baix té la mescla de dos #fluix d'aire, cada u en diferents velocitats, c₁ i c₂, i en masses m₁ i m₂ respectivament. L'espente d'este tipo de motor és

S = m₁(c₁ - v) + m₂(c₂ - v)

Estos tipos de motors són eficients a velocitats baixes, menors que la de reactors purs, pero majors que les de turboeje i hèlices en general. Per eixemple, a 10 km d'altitut, el turboeje és més efectiu a velocitats de Mach 0,4, el turboventilador de pas baix és més efectiu a velocitats de Mach 0,75 i els reactors quan s'aproximen a Mach 1, la velocitat del sò.

Els motors d'eixida s'ajusten millor a altes velocitats i altituts. A una velocitat donada, l'eficiència i espente d'un motor d'eixida millora llaugerament en l'increment d'altitut, a on un turborreactor o turbofan disminuïx el seu espente net per la menor densitat de la massa d'aire que entra en el seu pren.

Turborreactor

Artícul principal → Turborreactor.

Un turborreactor és un tipo de motor de combustió interna utilisat a sovint per a impulsar una aeronau. L'aire és arrastrat a un compressor rotatori a través de la pren d'aire i és comprimit, durant vàries etapes successives, a alta pressió abans d'entrar en la cámara. El combustible és mesclat en l'aire comprimit i inflamat. Este procés de combustió aumenta considerablement la temperatura del gas. El resultat de la combustió ix per a expandir-se a través de la turbina, a on s'extrau l'energia per a moure el compressor. Encara que este procés d'expansió reduïx tant la temperatura com la pressió del gas, estos es mantenen generalment superiors als del mig. El fluix de gas d'eixida de la turbina s'expandix a la pressió ambiental a través d'una tovera de propulsió, produint una chorrada a altes velocitats. Si la velocitat d'esta chorrada de gasos supera a la velocitat de l'avió, llavors hi ha un espente net cap a davant.

Baixe condicions normals, l'acció de bomba del compressor assegura qualsevol reculada del fluix, conseguint aixina un procés continu en el motor. De fet, el procés complet és similar al cicle de quatre temps, pero a on l'admissió, compressió, ignició, expansió i eixida es realisa simultàneament, pero en distintes seccions del motor. l'eficiència d'un motor de reacció depén fortament de la relació de pressions i la temperatura de la turbina.

Comparant el turborreactor en el motor convencional a hèliç, el primer pren una cantitat relativament chicoteta de massa d'aire i l'accelera considerablement, mentres que una hèliç utilisa una massa d'aire gran i l'accelera solament una chicoteta part. L'eixida de gasos a altes velocitats d'un turborreactor ho fa eficaç a velocitats altes, especialment a les supersòniques, i a altituts elevades. En avions més llents i aquells que solament realisen vols curts, una hèliç propulsada per una turbina de gas, conegut com turbopropulsor, és més comú i eficient.

El disseny de turborreactor més simple és d'una sola bobina, en el que un únic eix conecta la turbina al compressor. Per a dissenys en relacions de pressió més altes solen tindre dos eixos concèntrics, millorant l'estabilitat del compressor. L'eix d'alta pressió conecta el compressor i turbina d'alta pressió. Esta bobina externa d'alta pressió, en la cámara, forma el núcleu o generador del motor. L'eix intern conecta el compressor de baixa pressió en la turbina de baixa pressió. Abdós bobines poden funcionar lliurement per a conseguir velocitats òptimes, com en avions supersònics com el Concort.

Turbofán

Artícul principal → Turbofán.

La majoria dels motors de reacció moderns són realment turbofans, també cridats turboventiladores, a on un compressor de baixa pressió actua com un ventilador (fan, en anglés), proporcionant aire comprimit no solament al núcleu del motor, sino a un conducte de derivació. El fluix d'aire derivat be passa a una tovera freda separada o es mescla en els gasos d'eixida de la turbina de baixa pressió, abans d'expandir-se a través d'una tovera de fluix mixt.

Els motors turbofán civils tenen un espente específic baix (espente net dividit pel fluix d'aire) per a mantindre el soroll del motor baix i millorar l'eficiència en el combustible. En conseqüència, la relació de derivació (fluix de derivació dividit pel fluix del núcleu) sol ser alta, entre 4:1 i 8:1. Solament es necessita una única fase de ventilador degut a que el baix espente específic implica una relació de pressió del ventilador baixa.

En els turboventiladores militars, no obstant, l'espente específic és alt, per a aumentar l'espente donat en una zona, aumentant també el soroll del motor. Generalment es necessita vàries etapes de ventiladors per a alcançar una alta pressió. En conseqüència, la relació de derivació sol ser baixa. Una equació aproximada per a calcular l'espente net d'un motor de reacció, ya siga un turborreactor o un turboventilador mixt, és

$F_n=\dot{m}(V_{jfe}-V_a)$

Símbol	Nom
$F_n$	Espente net
$\dot{m}.V_{jfe}$	Espente brut en la tovera
$\dot{m}.V_a$	Resistència en la pren d'aire
$\dot{m}$	Taxa de la massa d'aire d'entrada
$V_{jfe}$	Velocitat de la chorrada de gasos completament expandits
$V_a$	Velocitat de vol de l'avió

Components principals

Els components principals d'un motor de reacció són similars en els diferents tipos de motor, encara que no tots els tipos contenen tots els components. Les principals parts inclouen:

• Entrada o pren d'aire: per a avions subsónicos, l'entrada d'aire cap al motor de reacció no presenta dificultats especials, i consistix essencialment en una obertura que està dissenyada per a reduir la resistència com qualsevol atre element de l'avió. No obstant, l'aire que alcança al compressor d'un reactor normal deu viajar a una velocitat inferior a la del sò, inclús en avions supersònics, per a mantindre una mecànica decorreguda en el compressor i els álabes de la turbina. A velocitats supersòniques, les ones de choc que es formen en l'entrada d'aire reduïx la pressió en el compressor. Algunes entrades d'aire supersòniques utilisen sistemes, com un con o rampa, per a incrementar la pressió i fer-ho més eficient front a les ones de choc.
• Compressor o ventilador: el compressor està compost de vàries etapes. Cada etapa consistix en álabes que rotan i estátores que permaneixen estacionarios. L'aire passa a través del compressor, incrementant la seua pressió i temperatura. L'energia es deriva de la turbina que passa pel rotor.

• Eix: transporta energia des de la turbina al compressor i funciona a lo llarc del motor. Pot haver fins a tres rotors concèntrics, girant a velocitats independents, funcionant en sengles grups de turbines i compressors.
• Cámara: és el lloc a on es crema contínuament el combustible en l'aire comprimit.
• Turbina: actuant com un molí de vent, extraent l'energia dels gasos calents produïts en la cámara. Esta energia és utilisada per a moure el compressor a través del rotor, ventiladors de derivació, hèlices o inclús convertir l'energia per a utilisar-la en un atre lloc a través d'una caixa d'accessoris en distintes eixides. L'aire relativament fret pot ser utilisat per a refrigerar la cámara i els álabes de la turbina i impedir que es funden.
• Postcombustor: utilisat principalment en avions militars, produïx un espente adicional cremant combustible en la zona de la tovera, generalment de forma ineficiente, per a aumentar la temperatura d'entrada de la tovera.
• Tovera o eixida: els gasos calents deixen el motor cap a l'atmòsfera a través d'una tovera, l'objectiu de la qual és produir un aument de la velocitat d'estos gasos. En la majoria dels casos, la tovera és convergent o d'àrea de fluix fixa.
• Tovera supersònica: si la relació de pressió de la tovera (la divisió entre pressió d'entrada de la tovera i la pressió ambiente) és molt alta, per a maximizar l'espente pot ser eficaç, a pesar de l'increment de pes, utilisar una tovera convergent-divergent o de Laval. Este tipo de tovera és inicialment convergent, pero més allà de la gola (la zona més estreta), escomença a incrementar la seua àrea en la part divergent.

L'optimisació d'un motor depén de molts factors incloent el disseny de la pren d'aire, el tamany total, el número d'etapes del compressor, el tipo de combustible, el número d'etapes d'eixida, els materials dels components, la cantitat d'aire derivada en els casos a on es faça us de derivació d'aire, etc.

Dissenys alvançats

Turborreactor/estatorreactor combinat J-58

Els motors Pratt & Whitney J58 del SR-71 eren un disseny inusual: es podia transformar en el vol des d'un turborreactor a un estatorreactor assistit pel compressor. A velocitats altes (superior a Mach 2,4), el motor utilisava entrades d'aire de geometria variable per a dirigir l'excés d'aire a sis conductes de derivació des de la quarta etapa del compressor cap al posquemador. El 80% de l'espente del SR-71 a estes velocitats s'obtenia d'esta manera, aumentant l'espente específic entre un 10 i 15% i permetent l'us continu a Mach 3,2.

Turborreactores prerrefrigerados

Els motors que necessiten funcionar a velocitats hipersónicas baixes poden teòricament tindre un rendiment més alt si el bescanviador de calor és utilisat per a gelar l'aire entrante. La temperatura baixa permet utilisar materials més llaugers i injectar més combustible. Esta idea es va convertir en dissenys com SABRE, que permetria el vol orbital en una etapa, i ATREX, que pot utilisar els motors com a impulsors per a vehículs espacials. Açò ocorre de forma pareguda a com ho fa una eixida en el moment de dispar. Una força de 10g aumenta i l'espenta és linealment acelerante.

Estatorreactor nuclear

El Proyecte Pluto era un estatorreactor nuclear dissenyat per a impulsar un missil de travessia. En lloc de cremar combustible com els motors de reacció normals, l'aire era calfat utilisant un reactor nuclear d'alta temperatura. Açò elevava l'impuls específic del motor i es predia que el estatorreactor podia volar durant mesos a velocitats supersòniques. No obstant, la major desventaja és que no hi havia un modo obvi de detindre el motor una volta que es posava en funcionament. Ademés, degut a que el reactor no estava protegit, era perillós estar en o al voltant de la trayectòria de vol del vehícul, encara que l'eixida de gasos no era radiactiva.

Scramjets

Artícul principal → Scramjet.

Els scramjets o estatorreactores supersònics són l'evolució del estatorreactor que permet funcionar a majors velocitats. Compartix l'estructura similar que el estatorreactor, sent bàsicament un tubo que comprimix l'aire sense parts mòvils. No obstant, en els scramjets el fluix d'aire és supersònic a través de tot el motor, sense la necessitat d'utilisar els difusores dels estatorreactores per a mantindre la velocitat de l'aire subsónica. Els scramjets escomencen a funcionar a velocitats de Mach 4 i tenen una velocitat màxima teòrica de Mach 17. Els principals problemes dels scramjets són els relacionats en la refrigeració per calfament a altes velocitats.

Enllaços externs

Commons

• Wikimedia Commons alberga contingut multimèdia sobre motors de reacció.