Rendiment del motor de reacció

Rendiment del motor de reacció: un motor de reacció converteix el combustible en empenta i una mètrica clau del rendiment és l'eficiència tèrmica; quanta energia química (combustible) es converteix en treball útil (empenta que propulsa l'avió a altes velocitats). Com molts motors tèrmics, els motors de reacció no solen ser particularment eficients (<50%); es "malgasta" gran part del combustible. A la dècada del 1970, la pressió econòmica a causa de l'augment del cost del combustible va fer que es donés més importància a les millores d'eficiència dels avions comercials.

El rendiment d'un motor de reacció s'ha definit com "el producte final que ven una empresa de motors de reacció" i, com a tal, els criteris inclouen l'empenta, el consum de combustible (específic), el temps entre revisions i la relació pes-potència. Alguns factors importants que afecten l'eficiència inclouen la relació de pressió global del motor, la seva relació de derivació i la temperatura d'entrada de la turbina. Els criteris de rendiment reflecteixen el nivell de tecnologia utilitzada en el disseny d'un motor, i la tecnologia ha anat avançant contínuament des que el motor de reacció va entrar en servei a la dècada de 1940. És important no només observar com funciona el motor quan és nou, sinó també quant es degrada el rendiment després de milers d'hores de funcionament. Un exemple que juga un paper important és la fluència de les pales del rotor, que fa que la indústria aeronàutica utilitzi la solidificació direccional per fabricar pales de turbina, i fins i tot les faci d'un monocristall, garantint que la fluència es mantingui per sota dels valors permesos durant més temps. Un desenvolupament recent són les pales de turbina de compost de matriu ceràmica, que donen lloc a peces lleugeres que poden suportar altes temperatures, alhora que són menys susceptibles a la fluència.

Els paràmetres següents que indiquen el rendiment del motor es mostren a la cabina de pilotatge: la relació de pressió del motor (EPR), la temperatura dels gasos d'escapament (EGT) i la velocitat del ventilador (N1). L'EPR i l'N1 són indicadors d'empenta, mentre que l'EGT és vital per avaluar l'estat del motor, ja que augmenta progressivament amb l'ús del motor durant milers d'hores, a mesura que les peces es desgasten, fins que cal revisar el motor.

El rendiment d'un motor es pot calcular mitjançant l'anàlisi termodinàmica del cicle del motor. Calcula què passaria dins del motor. Això, juntament amb el combustible utilitzat i l'empenta produïda, es pot mostrar en una forma tabular convenient que resumeix l'anàlisi.

Introducció

Es pot fer una introducció al rendiment dels motors de reacció de manera superficial però intuïtiva amb l'ajuda de diagrames i fotografies que mostren les característiques que influeixen en el rendiment. Un exemple de diagrama és el triangle de velocitat que en la vida quotidiana explica als ciclistes per què lluiten contra el vent de certs indrets (i on és pitjor el xoc frontal) i, en el context del motor, mostra l'angle en què l'aire s'acosta a les pales del compressor (el xoc frontal és millor per a pèrdues baixes). L'ús de triangles de velocitat en compressors i turbines per mostrar l'angle tan important en què l'aire s'acosta a les pales es remunta a les primeres turbines de vapor.

Les fotografies mostren característiques que milloren el rendiment, com ara l'existència d'un flux d'aire de derivació (augment de l'eficiència propulsiva), només visualment evident en motors amb una broquet de sortida separada per a l'aire de derivació. També s'utilitzen per mostrar detalls interns rarament vistos, com ara els segells de bresca que redueixen les fuites i estalvien combustible (augment de l'eficiència tèrmica), i detalls degradants, com ara les marques de fregament a les pales de l'impel·lent centrífug, que indiquen pèrdua de material, augment de les fuites d'aire i consum de combustible.

Els motors de reacció funcionen de dues maneres bàsiques, l'efecte combinat de les quals determina la quantitat de residus que produeixen com a subproducte de la crema de combustible per fer treball d'empenta en una aeronau. En primer lloc, hi ha una conversió d'energia, ja que la crema de combustible accelera el pas de l'aire, cosa que alhora produeix calor residual a partir de les pèrdues dels components (eficiència tèrmica). En segon lloc, part de la potència que el motor ha donat a l'aire es transfereix a l'aeronau com a treball d'empenta, i la part restant és energia cinètica residual a l'estela (eficiència propulsiva). Les dues eficiències es van formular per primera vegada al segle XIX per a la màquina de vapor (eficiència tèrmica). $\eta _{th}$ ) i l'hèlix del vaixell (eficiència propulsiva o de Froude $\eta _{pr}$).

Una introducció visual al rendiment dels motors de reacció, des del punt de vista de l'eficiència del combustible, és el diagrama de temperatura~entropia (T~s). El diagrama es va originar a la dècada de 1890 per avaluar l'eficiència tèrmica dels motors de vapor. En aquell moment, l'entropia es va introduir en forma gràfica al diagrama T~s, que dóna l'eficiència tèrmica com a relació d'àrees del diagrama. El diagrama també s'aplica als motors de reacció que respiren aire amb una àrea que representa l'energia cinètica afegida a l'aire que flueix a través del motor. Cal afegir un dispositiu de propulsió, una broqueta, a un motor de turbina de gas per convertir la seva energia en empenyiment. L'eficiència d'aquesta conversió (eficiència de Froude o propulsiva) reflecteix el treball fet a la dècada de 1800 en hèlixs de vaixells. La rellevància per als avions propulsats per turbina de gas és l'ús d'un jet d'aire secundari amb una hèlix o, per al rendiment del motor de reacció, la introducció del motor de bypass. L'eficiència global del motor de reacció és l'eficiència tèrmica multiplicada per l'eficiència propulsiva ($\eta _{o}=\eta _{th}\eta _{pr}$).

Hi ha hagut ràpids avenços en la tecnologia dels motors aeronàutics des que els motors de reacció van entrar en servei a la dècada de 1940. Per exemple, en els primers 20 anys de transport comercial en reacció, des del motor Comet 1 Ghost fins al 747 JT9D, Hawthorne augmenta l'escala del Ghost per donar-li l'empenta d'enlairament al JT9D i és quatre vegades i mitja més pesant. Gaffin i Lewis fan una avaluació utilitzant els coneixements de disseny d'una empresa. Utilitzant la tecnologia de nivell JT3D (1958) per produir un cicle JT9D (1966), amb la seva relació de derivació i relació de pressió més elevades, un motor hipotètic va resultar un 70% més pesat, un 90% més llarg i amb un diàmetre un 9% més gran que el motor JT9D.

Conversió de combustible en empenyiment

El tipus de motor de reacció que s'utilitza per explicar la conversió de combustible en empenyiment és el estatoreactor. És més senzill que el turborreactor, que al seu torn és més senzill que el turbofan. És vàlid utilitzar l'exemple de l'estatoreactor perquè el nucli de l'estatoreactor, el turboreactor i el turbofan utilitzen el mateix principi per produir empenyiment, que és accelerar l'aire que hi passa. Tots els dispositius de propulsió a reacció desenvolupen empenyiment augmentant la velocitat del fluid de treball.

La conversió de combustible en empenyiment es pot mostrar en un esquema que il·lustra, en principi, la ubicació de la força d'empenyiment en una forma interna molt simplificada que representa un estatoreactor. Com a resultat de la crema de combustible, l'empenyiment és una força que actua cap endavant sobre les superfícies internes, ja sigui al difusor d'un estatoreactor o al compressor d'un motor de reacció. Tot i que el moment del flux que surt de la broqueta s'utilitza per calcular l'empenyiment, el moment és només la reacció a les forces de pressió estàtica dins del motor i aquestes forces són les que produeixen l'empenyiment.

• 
  Ramjet supersònic Marquardt RJ43. Aquesta exposició museística en retall mostra els 3 components d'un ramjet, el difusor, la cambra de combustió i la boquilla. A velocitats supersòniques, la compressió de l'aire comença a la punta del con del difusor i continua internament a causa dels contorns interns del pas d'aire entre el cos central negre i la paret interior del conducte fins a la reixeta vermella d'alt bloqueig, després la combustió a la secció cilíndrica després de les boquilles de combustible grogues i fins a l'entrada de la boquilla, i després l'expansió a través de la boquilla convergent/divergent.
• 
  El propòsit d'aquest esbós és mostrar que hi ha forces de pressió que actuen cap endavant i cap enrere dins del motor, i que les forces cap endavant són més grans que les cap enrere, de manera que el resultat és l'empenta cap endavant. Thomas mostra una distribució típica de pressió d'un estatorrector sobre totes les superfícies internes. La combustió del combustible en un estatorrector, a la zona mostrada en vermell, fa que l'aire s'expandeixi. El estatorrector es mostra movent-se cap a l'esquerra i l'augment de pressió del pistó (P1) al difusor (diffusore) es manté mitjançant el gas en expansió, que només pot accelerar cap enrere en presència de l'augment del pistó. L'empenta (Sd) prové de la pressió que actua sobre les superfícies del difusor orientades cap enrere. Si s'inclou una restricció de la boquilla (ugello), com es mostra però no és necessari per a la producció d'empenta, també hi ha una força d'arrossegament (Su) que redueix l'empenta.

Conversió de combustible en empenyiment i residus

L'evidència visual dels residus dels motors de reacció és la vista distorsionada a través dels estels del jet d'alta temperatura del nucli del motor. "L'eficiència d'una turbina de gas es pot augmentar reduint la proporció de calor que es malgasta, és a dir, reduint la temperatura de l'escapament." Es produeix menys residu en la producció de la major part de l'empenta (~90%) d'un motor de derivació civil modern, ja que l'aire de derivació és gairebé calent, només un 60 °F per sobre de la temperatura ambient en l'enlairament. Només ~10% prové de l'escapament del nucli visible, molt més calent, 900 graus per sobre de la temperatura ambient.

Els residus que surten d'un motor de reacció tenen la forma d'un deixant que té dos constituents, un mecànic, anomenat pèrdua de velocitat residual (RVL) a causa de la seva energia cinètica, i l'altre termodinàmic, a causa de la seva alta temperatura. La calor residual a l'escapament d'un motor de reacció només es pot reduir a l'origen abordant els processos de pèrdua i l'entropia generada a mesura que l'aire flueix a través del motor. Per exemple, un compressor més eficient té pèrdues més baixes, genera menys entropia i contribueix menys a la temperatura de l'escapament que surt del motor. Un altre exemple és la transferència d'energia d'un motor a l'aire que el desvia. En el cas d'un motor d'alta derivació, hi ha una gran proporció (~90%) de calor gairebé calenta (~60 °F més càlid que l'ambient) aire productor d'empenta amb només una contribució del 10% de l'escapament molt més calent del motor central que produeix potència. Per tant, Struchtrup et al. mostren el benefici del motor turbofan d'alta derivació des d'una perspectiva de reducció d'entropia en lloc de l'avantatge habitual d'eficiència propulsiva.

La despesa de potència per produir empenyiment consta de dues parts, la potència d'empenyiment derivada de la taxa de canvi de moment i la velocitat de l'aeronau, i la potència representada per l'energia cinètica de l'estela.

L'entropia, identificada com a "s", s'introdueix aquí perquè, tot i que el seu significat matemàtic es reconeix com a difícil, la seva representació comuna en un diagrama de temperatura~entropia (T~s) per a un cicle de motor de reacció és gràfica i intuïtiva, ja que la seva influència es mostra com a àrees del diagrama. El diagrama T~s es va inventar per ajudar els enginyers responsables del funcionament de les màquines de vapor a comprendre l'eficiència dels seus motors. Va complementar el diagrama p~v ja existent que només donava la meitat de la història de l'eficiència del motor tèrmic, mostrant només el treball del cilindre realitzat sense referència a la calor subministrada i malgastada en fer-ho. La necessitat d'un diagrama addicional, en lloc de comprendre teories difícils, va reconèixer el valor de representar gràficament les transferències de calor cap a i des d'un motor. Mostraria àrees representatives de la calor convertida en treball en comparació amb la calor subministrada (eficiència tèrmica).

El significat matemàtic de l'entropia, aplicable al motor de reacció de turbina de gas, es pot eludir per permetre l'ús del terme en relació amb el diagrama T~s:

Citant Frank Whittle: «L'entropia és un concepte que molts estudiants tenen dificultats per assimilar. És una quantitat una mica intangible...». L'entropia es genera quan l'energia es converteix en una forma inutilitzable anàloga a la pèrdua d'energia en una cascada on l'energia potencial original es converteix en energia de turbulència inutilitzable.

Denton ho compara amb la resistència aerodinàmica d'una aeronau, cosa que és intuïtiva: "Per a una aeronau, la mesura definitiva del rendiment perdut és la resistència aerodinàmica dels seus components... la creació d'entropia reflecteix la pèrdua d'eficiència en els motors de reacció". Utilitza una analogia que imagina qualsevol mecanisme d'ineficiència, com ara la creació de remolins en el flux d'aire, com a productor de fum. Un cop creat, no es pot destruir i la concentració a la sortida del motor inclou les contribucions de totes les fonts que produeixen pèrdues al motor. La pèrdua d'eficiència és proporcional a la concentració del fum a la sortida.

L'empenta es genera dins d'un motor de reacció mitjançant components interns a mesura que alimenten un corrent de gas. L'energia del combustible alliberada a la cambra de combustió es comptabilitza en dues categories principals: acceleració del flux de massa a través del motor i calor residual. L'acceleració del flux a través del motor provoca la producció simultània d'energia cinètica que acompanya el moment de retrocés que produeix l'empenta. L'energia cinètica es deixa enrere del motor sense contribuir a la potència d'empenta i es coneix com a pèrdua de velocitat residual. La força d'empenta d'un motor estacionari es converteix en potència d'empenta quan una aeronau es mou sota la seva influència.

Zhemchuzhin et al. mostren un balanç energètic per a un motor turboreactor en vol en forma d'un diagrama de Sankey. Les pèrdues dels components surten del motor com a calor residual i s'afegeixen a la zona rebutjada de calor en un diagrama T~s, reduint la zona de treball en la mateixa quantitat.

El motor fa treball sobre l'aire que hi passa i aquest treball es presenta en forma d'un augment de l'energia cinètica. L'augment de l'energia cinètica prové de la crema de combustible i la relació entre els dos és l'eficiència tèrmica, que és igual a l'augment de l'energia cinètica dividit per l'energia tèrmica del combustible (cabal màssic de combustible x valor calorífic inferior). L'expansió després de la combustió s'utilitza per impulsar la turbina-compressor i proporcionar el treball de la metralladora durant el vol, cosa que provoca l'augment inicial de la temperatura al diagrama T~s. La resta del treball d'expansió del diagrama T~s està disponible per a la propulsió, però no tot produeix treball d'empenta, ja que inclou l'energia cinètica residual o RVL.

Les pèrdues a les tres àrees de millora del rendiment, que són el generador de gas, les parts que transfereixen energia al bypass i l'energia de la estela, es combinen cadascuna en les seves pròpies eficiències, nucli, transferència i propulsió. A més, totes tres es combinen en una eficiència global que s'obté multiplicant l'eficiència tèrmica del nucli, l'eficiència de transferència i l'eficiència propulsiva. $\eta _{o}=\eta _{th}\eta _{tr}\eta _{pr}$

• 
  Aquesta representació d'un motor de reacció com a motor tèrmic mostra que es malgasta una quantitat significativa d'energia en la producció de treball, sent el balanç energètic W = QH - Qa. Hi ha una transferència de calor QH des de la combustió contínua a TH fins al flux d'aire al combustor, i una producció simultània d'energia cinètica W i dissipació d'energia amb transferència de calor Qa en sortir del motor a l'atmosfera circumdant a Ta.
• 
  El diagrama T~s (temperatura absoluta, T, i entropia, s) és una representació gràfica de dues transferències de calor, representades per àrees del diagrama i una àrea (amb línies blaves) que representa el treball mecànic però en unitats de calor. La transferència de calor al motor Qzu és l'àrea entre la línia 2-3 i l'eix x. La calor transferida a l'atmosfera Qab és l'àrea entre la línia 1-4 i l'eix x i la diferència entre les àrees és l'energia tèrmica convertida en energia cinètica Wi. Per a un motor real, amb pèrdues de flux (processos productors d'entropia), l'àrea de Wi (sortida útil) es redueix dins de l'àrea de calor afegida, ja que es converteix menys calor en treball i se'n rebutja més a l'escapament.
• 
  El diagrama de línies negres representa un cicle de motor de reacció amb una pressió màxima p2 i una temperatura T3. Quan s'incorporen les ineficiències dels components per a un motor real, l'àrea amb línies blaves és el resultat que mostra que l'entropia augmenta en cada procés, inclosa la pèrdua de pressió de combustió des de p3 fins a p3', per les característiques de pèrdua del flux d'aire, com ara la fricció, a través de cadascun La postcombustió afegeix àrea al cicle més enllà de la línia 3-4. El diagrama també s'aplica a un cicle del nucli d'un turbofan i es requereix un diagrama addicional més petit per a la compressió de derivació, la pèrdua de pressió del conducte de derivació i l'expansió de la boquilla del ventilador.

Configuracions del motor de reacció

Cadascun dels motors de reacció, estatorreactor, turboreactor, turboreactor de postcombustió, turbofan i turbofan de postcombustió té un conjunt diferent de components que comprimeixen, escalfen i expandeixen l'aire que hi passa. La part de compressió del cicle pot provenir simplement d'un compressor sense parts mòbils (l'entrada/difusor del estatorreactor) o d'una entrada d'avió i un compressor del motor. La postcombustió té lloc en un combustor addicional. La part d'expansió té lloc en una broqueta, generalment precedida per turbines. En el cas dels turbofans, la transferència d'energia mitjançant una turbina i un ventilador té lloc des del nucli per derivar l'aire.

• 
  Exposició de museu amb retalls del ramjet Marquardt RJ43. Un ramjet és un conducte propulsiu en què l'aire d'alta velocitat es converteix en pressió en un difusor, s'hi afegeix calor i l'aire surt amb una velocitat més alta. Per a aquest ramjet supersònic en particular, la compressió té lloc començant a la punta de la punta d'entrada i acabant a la graella d'alt bloqueig de color vermell; aquesta longitud constitueix el difusor. La combustió es produeix des del principi de la secció cilíndrica fins a la boquilla i l'expansió té lloc a la boquilla convergent-divergent.
• 
  Turborreactor Pratt & Whitney J57 (model a escala 1/4). Un turborreactor utilitza el seu gas de cicle termodinàmic com a jet propulsor. La velocitat del jet supera la velocitat d'un avió subsònic en una quantitat massa gran per ser un mètode econòmic de propulsió d'avions subsònics. L'objectiu del motor de reacció és convertir l'energia del combustible en energia cinètica de l'aire del cicle, però després que aparegui l'impuls que produeix l'empenta, el subproducte no desitjat és la velocitat de l'estela, que provoca una pèrdua d'energia cinètica, coneguda com a pèrdua de velocitat residual (RVL). La velocitat de l'estela darrere d'un avió amb turborreactor a velocitat subsònica és d'uns 600 mph. A velocitats màximes accionades per hèlix, la velocitat de l'estela darrere de l'hèlix que va substituir com a productor d'empenta és d'uns 10 mph amb un RVL insignificant. És impossible transformar completament l'energia cinètica adquirida dins del motor en treball d'empenta. Tot l'augment d'energia cinètica obtinguda dins del motor es gasta en treball d'empenta i pèrdues d'energia cinètica fora del motor. Per tant, hi ha energia cinètica dins del motor que romandrà sense utilitzar. En el cas del motor estacionari abans de l'enlairament, tota l'energia cinètica es converteix en pèrdues, ja que la força d'empenta no fa cap treball.
• 
  Turborreactor Klimov VK-1 F amb postcombustidor. Un postcombustidor és un conducte propulsiu en què l'escapament d'alta velocitat d'una turbina de motor es converteix en pressió en un difusor. El combustible del postcombustidor es crema amb l'oxigen de l'aire de dilució que no participava en el procés de combustió del motor. El gas s'expandeix en una tovera amb un augment de la velocitat. El postcombustidor del turborreactor té els mateixos tres requisits que un estatorreactor, ja que tots dos són conductes propulsius. Aquests són la conversió del gas d'alta velocitat en pressió en un difusor, la combustió i l'expansió a una velocitat més alta en una tovera. La combinació turborreactor/postcombustidor de vegades es considerava a finals de la dècada de 1940 un turbo-estatorreactor.

Des de la introducció en servei del principi de bypass l'any xx, s'ha permès una proporció progressivament més gran d'aire de bypass en comparació amb la que passa pel nucli productor d'energia gràcies a l'augment de la potència del nucli per lliura per segon de flux d'aire del nucli (potència específica del nucli). Una afirmació que il·lustra la connexió entre el ventilador i el motor central d'un motor d'alta derivació s'atribueix a Moran. "El ventilador proporciona EMPENTA (sic!). El nucli proporciona la potència per fer funcionar el ventilador + una mica d'empenta". L'equivalent es pot dir de la combinació de motor de pistó/hèlix. "L'hèlix proporciona empenta. El motor proporciona la potència per fer funcionar l'hèlix + una mica d'empenta (dels tubs d'escapament)". La similitud entre les dues tecnologies és que les funcions del productor d'energia i del productor d'empenta estan separades. Les eficiències termodinàmica i propulsiva són independents. Per al turboreactor, però, qualsevol millora que augmentés la relació de pressió del cicle o la temperatura d'entrada de la turbina també va augmentar la temperatura i la pressió del tub del jet, donant una velocitat del jet més alta en relació amb la velocitat de l'aeronau. A mesura que augmentava l'eficiència tèrmica, disminuïa l'eficiència propulsiva. Aquesta interdependència es va trencar amb el motor de derivació.

• 
  Entrada i ventilador del turboventilador (CF-6). L'àrea de flux del nucli, 1/6, és visible a través del ventilador. Una comparació de l'efectivitat de l'entrada subsònica en la compressió d'aire en comparació amb el ventilador es dóna mitjançant els augments de temperatura del pistó d'entrada i del ventilador per a un CFM56 d'uns 30 i 40. °F a 0,85 Creuer Mn. L'augment de temperatura està connectat a l'augment de pressió per les pèrdues que es produeixen en la manera com s'aconsegueix la compressió, i tots tres són visualment evidents en un diagrama T~s.
• 
  Turboventilador (IAE V2500) que mostra la maquinària necessària per transferir energia des del nucli a l'aire de derivació que flueix al llarg del conducte de derivació seccionat. Aquestes parts són la turbina de 5 etapes, a l'extrem dret identificada amb els anells de la coberta de la punta, i el ventilador, a l'extrem esquerre. Aquestes parts introdueixen les seves pròpies pèrdues al motor en aconseguir un augment de l'eficiència propulsiva.
• 
  Turbina de baixa pressió V2500. Part de la potència d'aquesta turbina impulsa la part interior del ventilador i 3 etapes de reforç que contribueixen al rendiment del nucli. L'altra part transfereix energia a l'aire de bypass impulsant la part exterior, molt més gran, del ventilador.
• 
  Turboventilador (Trent) que mostra la tovera del nucli i les pales de la turbina, i la tovera de derivació i els estators de derivació del ventilador. Les dues esteles de les toveres estan formades pels residus que van amb la producció d'empenta. Ambdues tenen una pèrdua de velocitat residual a causa de la seva energia cinètica, que es comptabilitza per pr eff. El nucli té calor rebutjada del cicle termodinàmic i pèrdues de components. També de la part central del sistema de propulsió, és a dir, la tovera i les pèrdues de LPT associades amb el flux de derivació del ventilador. La tovera del ventilador passa les pèrdues de calor del sistema de propulsió de derivació, és a dir, la generació d'entropia externa del ventilador, la producció d'entropia a partir de la pèrdua de pressió del conducte de derivació i la tovera.
• 
  Turboventilador de baixa derivació (Turbo-Union RB199) amb postcombustidor. A l'esquerra es pot veure el conducte de derivació que envolta les turbines. Per al postcombustidor es poden veure els injectors de combustible de derivació i els portaflames de derivació i el portaflames del nucli al centre. La injecció de combustible del nucli no es veu aigües amunt. Combustió fiable a l'aire de derivació, que pot arribar als 300 °F (160 °C). K, es garanteix recollint part del corrent d'escapament de la turbina per escalfar els portaflames de bypass. Les galledes que es mostren a mig camí entre les posicions desplegades i plegades són per a l'inversor d'empenta.

Empenta i consum de combustible

L'empenta i el consum de combustible són indicadors clau de rendiment per a un motor de reacció. Les millores en l'empenta i el consum de combustible es citen àmpliament per a un nou disseny de motor en comparació amb un anterior per demostrar que s'ha incorporat una nova tecnologia que redueix el consum de combustible. Per exemple, s'ha informat que el turbofan Pearl 10X produeix un 8% més d'empenta i utilitza un 5% menys de combustible que el BR725. L'empenta i el consum de combustible es combinen en una sola mesura, el consum específic de combustible (SFC), que reflecteix el nivell de tecnologia utilitzat al motor, ja que és el combustible necessari per produir una lliura o Newton d'empenta independentment de la mida del motor. Dos motors separats per uns cinquanta anys d'adquisició de coneixements en el disseny de motors de reacció, el Pratt & Whitney JT3C i el Pratt & Whitney 1100G, il·lustren una reducció del 50% en el SFC de 26 a 13. mg/Ns.

L'empenta es desenvolupa dins del motor a mesura que els

• 
  1942 de Havilland Goblin amb una sola etapa centrífuga amb una relació de pressió de 3.3:1
• 
  BMW 003 de 1940 amb una relació de pressió d'etapa d'1,17:1 per a cadascuna de les 7 etapes
• 
  Una etapa centrífuga té àleps difusors, que frenen el flux d'aire després que surti de la punta de l'impel·lent, visibles en aquest motor Turbomeca Artouste. Contribueixen a la relació de pressió de l'etapa.
• 
  Klimov VK-1 Aquesta fotografia mostra els típics àleps difusors corbats d'una etapa centrífuga, però al petit impulsor de refrigeració del sistema d'aire intern. Per a l'etapa del compressor centrífug de doble cara del motor, l'equivalent no s'ha fet visible amb la secció.
• 
  L'impel·lent Pratt & Whitney Canada JT15D amb una relació de pressió de 7:1 hauria requerit 6 o 7 etapes axials. Aquesta etapa centrífuga utilitza difusors de tub en lloc de pales difusores. Les pales del ventilador no estan instal·lades al cub del ventilador que es troba davant de les petites pales del reforç.

components energitzen el corrent de gas. El mateix valor d'empenta es manifesta sense tenir en compte el que passa dins del motor. Si es tracta el motor com una caixa negra, l'empenta es calcula coneixent el cabal màssic i la velocitat de l'aire que entra al motor i l'augment de la velocitat dels gasos d'escapament que surten del motor. Observar aquest augment implica que s'ha aplicat una força d'acceleració cap enrere al gas dins del motor. L'empenta és la reacció igual i oposada a les parts internes del motor que es transfereix a l'aeronau a través dels suports del motor.

Relació de pressió del motor (EPR), velocitat del compressor de baixa pressió (N1) i temperatura dels gasos d'escapament (EGT)

Pantalla del monitor centralitzat electrònic de l'aeronau (ECAM) de l'Airbus A340-300 que mostra N1 i EGT per a cadascun dels quatre motors

L'EPR o l'N1 s'utilitzen com a indicadors d'empenta a la cabina perquè un o l'altre, depenent de la preferència del fabricant del motor, és una alternativa vàlida per a l'empenta que no es mesura en una aeronau. Com a tals, es coneixen com a paràmetres d'ajust d'empenta. General Electric Aviation i CFM International prefereixen N1 i Pratt & Whitney i Rolls-Royce prefereixen EPR. El significat d'EPR per a un turborreactor compara la pressió al tub de reacció amb la pressió exterior del motor i l'augment de pressió és el resultat de l'acció de bombament del motor. L'acció combinada del motor i una broqueta afegida és produir empenta. La funció del motor bàsic (compressor, combustor i turbina) és bombar aire a una pressió superior a la de l'aire circumdant. A continuació, s'accelera passant-lo per una zona reduïda coneguda com a broqueta. Per a un motor de derivació amb dues broquetes separades, les pressions a cadascuna es ponderen en relació amb les àrees de les broquetes. Com a tal, l'indicador d'empenta Rolls-Royce RB211 es coneix com a EPR integrat (IEPR). L'empenta es controla fàcilment regulant el flux d'aire i, com que tot el flux d'aire és bombat pel ventilador, N1 s'utilitza per ajustar l'empenta per General Electric Aviation.

La secció de cua del vol 90 sent hissada des del riu Potomac

L'EGT és un indicador de la cabina del flux de combustible, ja que el combustible cremat a la caldera determina la temperatura d'entrada de la turbina, que no es pot mesurar de manera fiable, i l'EGT és una alternativa adequada. Qualsevol deteriorament respecte a la condició de nou del motor requerirà més combustible, cosa que resultarà en un gas a una temperatura més alta, per produir l'empenta. A l'EPR d'enlairament, per exemple, el flux de combustible i, per tant, l'EGT augmenten amb el temps de servei a mesura que el motor es deteriora respecte a la seva condició de nou. Utilitza progressivament més combustible, fins que cal substituir peces per restaurar la temperatura de funcionament original més baixa i reduir el cost de compra de combustible.

Els indicadors de rendiment de la cabina de comandament poden ser enganyosos

Tot i que l'EPR està directament relacionada amb l'empenta sobre l'envoltant de vol, l'experiència d'American Airlines amb els seus primers motors de reacció, el Pratt & Whitney JT3C, va estar afectada per problemes d'instrumentació, de manera que es va qüestionar la lectura de la cabina i altres paràmetres, FF i N1, van ser utilitzats pel personal de vol en desesperació.

L'EPR es basa en mesures de pressió, ja que els tubs de mostreig són vulnerables a bloquejar-se. El vol 90 d'Air Florida es va estavellar durant l'enlairament en condicions de neu i gel. L'empenta d'enlairament requerida era de 14.500 lb que normalment s'establiria avançant les palanques d'empenta per donar una lectura EPR de 2,04. A causa de la congelació de la sonda EPR, el valor establert, és a dir, 2,04, era erroni i en realitat equivalent a 1,70, que donava un empenyiment real de només 10.750 lb. L'acceleració més lenta va trigar 15 segons més del normal a assolir la velocitat d'enlairament i va contribuir a l'accident.

Les lectures de l'EGT també poden ser enganyoses. La temperatura del gas que surt de la turbina augmenta amb l'ús del motor a mesura que les peces es desgasten, però el Comandament Aeri Estratègic va aprovar els motors J57 i TF33 per al vol sense saber que tenien peces de turbina doblegades i trencades. Van ser enganyats per una lectura baixa de l'EGT que indicava, quan es prenia al peu de la lletra, que els motors estaven en condicions acceptables. Es va descobrir que les sondes de l'EGT no estaven posicionades correctament per prendre mostres d'una temperatura de gas representativa de l'estat real del motor.

Millora del rendiment

Des del punt de vista de la SFC, més que no pas del pes o la mida, per exemple, el rendiment és l'eficiència global de conversió d'energia de tota la central elèctrica, o el grau en què es minimitzen els residus. L'eficiència global de tota la central elèctrica depèn de l'eficiència de les parts constituents que produeixen residus.

La millora del rendiment del motor de reacció, primer com a turboreactor i després com a turbofan, s'ha produït a partir d'augments continus en la relació de pressió (PR) i l'eficiència dels components, la reducció de les pèrdues de pressió i el desenvolupament de materials que, juntament amb les tecnologies de refrigeració, han permès temperatures d'entrada de la turbina (TIT) més elevades. També s'ha produït a partir d'una reducció de les fuites de la via del gas perquè només el flux de gas sobre les superfícies del perfil aerodinàmic contribueix a l'empenta. Els augments de la TIT signifiquen una potència de sortida més alta que, per a un turboreactor, condueix a velocitats d'escapament massa altes per al vol subsònic. Per als avions subsònics, l'alta potència central disponible a partir de l'augment de la TIT s'utilitza per impulsar un ventilador gran que afegeix menys energia cinètica a una gran quantitat d'aire. L'energia cinètica és el subproducte no desitjat, conegut com a pèrdua de velocitat residual, de l'augment de l'impuls que produeix empenta. L'objectiu de l'enginyer de propulsió és minimitzar la conversió o degradació de l'energia en calor en lloc de treball d'empenta. Els motors de pistó utilitzaven part de la seva calor residual amb turboalimentació i turbocompounding. Una part s'utilitzava per a l'empenta dels tubs d'escapament orientats cap enrere. La calor residual d'un motor de reacció no es pot utilitzar, de manera que el rendiment millora reduint la quantitat produïda mentre l'aire passa pel motor. Això inclou la pèrdua de pressió total per la producció d'entropia als conductes, tal com explica Sullivan:

La irreversibilitat o producció d'entropia és una mesura de la destrucció en la conversió d'energia d'una forma d'alta qualitat a una forma de baixa qualitat. El flux de fluids en un conducte amb alta energia cinètica és una dada d'energia d'alta qualitat i la capa límit converteix part de l'energia cinètica en una forma d'energia tèrmica de menor qualitat.

Hartmann dóna una raó per augmentar el bypass quan s'ha augmentat la potència del nucli:

Una producció específica més alta, és a dir, una major conversió de calor del combustible a l'energia elèctrica (KE) d'un jet, és una mala explotació de l'KE necessària per a la producció d'empenta a causa de les altes pèrdues d'energia a la sortida.

Augment de la relació de pressió global

L'augment de la relació de pressió és una millora del cicle termodinàmic, ja que la combustió a una pressió més alta té un augment d'entropia reduït, que és la raó bàsica per buscar relacions de pressió més altes en el cicle del motor de reacció, conegut com a cicle de Brayton. Es pot aconseguir un augment de la relació de pressió utilitzant més etapes o augmentant la relació de pressió per etapes. La importància d'una relació de pressió més alta respecte al consum de combustible es va demostrar el 1948 quan es va seleccionar el J57 (12:1) per al Boeing B-52 Stratofortress en lloc d'un turbohèlix. L'experiència prèvia de Boeing amb consums de combustible específics per a turboreactors fins aleshores era el General Electric J47 (5,4:1), utilitzat al Boeing B-47 Stratojet, que inicialment va conduir a la decisió del turbohèlix.

• 
  Turborreactor primerenc, de Havilland Goblin, compressor de flux radial amb una relació de pressió de 3,3:1, 1942.
• 
  Dues etapes del compressor centrífug, com es mostra aquí al turbohèlix Rolls-Royce Dart, es van utilitzar en un motor de reacció, el turbofan Garrett F109 amb una relació de pressió de 13:1.
• 
  Turborreactor primerenc, General Electric J47, 1947. El compressor d'11 etapes té una relació de pressió de 5,4:1.
• 
  Turboventilador IAE V2500 (1987) amb una relació de pressió global d'aproximadament 35:1, generada per 1 ventilador, 4 etapes de compressor de baixa pressió i 10 d'alta pressió. El 2016, la relació de pressió global havia arribat a 60:1 al General Electric GE9X.
• 
  Reactor de negocis Pratt & Whitney Canada PW500. Turbofan PW530 que mostra un compressor HP amb 2 compressors axials i centrífugs, l'última etapa amb escombrat posterior i difusors de tubs. Relació de pressió global d'aproximadament 13:1.
• 
  Turbofan d'avió d'entrenament/combat lleuger Honeywell/ITEC F124 que mostra un compressor HP amb 4 axials i centrífugues en l'última etapa amb un alt retrocés, pales divisores i escombrat del vora d'atac. Relació de pressió global de 19,4:1 procedent de 3 ventiladors axials, 4 axials HP i 1 centrífug.

Tecnologies habilitadores per a una alta relació de pressió global

El compressor axial té una geometria aplicable a la seva condició de disseny d'alta velocitat en què el flux d'aire s'acosta a tots els àleps amb poca o cap incidència, un requisit per mantenir les pèrdues de flux al mínim. Tan bon punt les condicions canvien des del punt de disseny, l'angle d'incidència de l'àlep s'allunyarà d'un valor de baixa pèrdua i, en última instància, el compressor ja no funcionarà de manera estable. Les desviacions del disseny són acceptables si el compressor no ha d'augmentar massa la pressió de l'aire, per exemple, a 5 atmosferes. Per a valors més grans, s'han d'incorporar característiques variables que canvien la geometria del compressor per sota de la velocitat de disseny. Els motors que van venir després del J47 amb la seva PR de 5.4:1 tenien compressors amb PR més alts que necessitaven algun tipus de característica variable que funcionava a baixes velocitats per evitar la parada i la fallada del vibrat de l'etapa frontal i l'asfíxia de l'etapa posterior. Aquestes eren vàlvules que s'obrien per alliberar aire quan totes les etapes no podien passar el mateix flux i àleps d'angle variable per mantenir triangles de velocitat acceptables formats per la velocitat de l'aire que s'acostava, la velocitat de l'àlep i la velocitat relativa de l'aire a l'àlep. Alternativament, el compressor es va dividir en dos compressors rotatius separats cadascun amb una baixa relació de pressió, com ara el J57 amb 3,75 LP x 3,2 HP = 12:1 en total. Les vàlvules de purga, els angles variables de les pales i els compressors dividits s'utilitzen conjuntament en motors moderns per aconseguir relacions de pressió elevades. El Rolls-Royce Trent 700 dels anys noranta, amb una relació de pressió de 36:1 i 3 rotors de compressor separats, necessita 3 files de pales variables i 7 vàlvules de purga.

• 
  Pratt & Whitney JT3 (escala 1/4) amb 12:1 pr, un exemple d'un motor de reacció primerenc amb un compressor dividit. També necessitava un purgat per la borda a baixa velocitat/arrencada entre els dos compressors, tancat per sobre del 90% de N2. Es pot veure una vàlvula de purga amb una malla protectora pintada de blau (mig retirada).
• 
  Motor de reacció primerenc de Rolls-Royce Avon que mostra 1 de 2 conjunts de 3 vàlvules a la part superior i 1 de 2 vàlvules a la part inferior que alliberen una mica d'aire del compressor, amb una relació de pressió de 7,45:1, per a l'arrencada i el funcionament a baixa velocitat. També és visible a la part frontal la filera de coixinets per als àleps guia d'entrada variable.
• 
  General Electric CJ805 pr 13:1, que mostra el mecanisme d'accionament per a àleps guia d'entrada variable i 6 etapes d'estators variables amb angles variables per adaptar-se a l'arrencada i al funcionament a baixa velocitat.
• 
  Compresor General Electric J79 /CJ805 que es mostra, només visible a la brida dividida horitzontal de la carcassa del compressor, estators variables, evidents per la característica circular de l'extrem per a la rotació, per a l'arrencada i el funcionament a baixa velocitat.
• 
  Etapes del compressor frontal J79/CJ805 amb VSV: mostra l'estrenyiment del conducte d'aire a mesura que el volum de cada lliura d'aire disminueix a mesura que augmenta la pressió.
• 
  Aquestes fotografies d'una carcassa de compressor danyada il·lustren el recorregut angular dels estators variables i el significat de la terminologia, obert i tancat. Mostra els àleps de l'estator tancats per a l'arrencada i el funcionament a baixa velocitat (fotografia esquerra) i oberts per a velocitats més altes. Compressor turboeix Klimov TV2-117 amb pr 6.6:1
• 
  Pratt & Whitney J58 Cal purga del compressor, pr 9:1. Les portes de purga de la 4a etapa necessàries per a l'arrencada del motor i la ventilació a la góndola són visibles immediatament davant del tub de purga superior. Es requereixen 3 de 6 tubs per a la purga de derivació de la 4a etapa al postcombustidor a baixes velocitats corregides causades per l'alta temperatura del pistó de Mach.
• 
  Els flaps de vora posterior de 2 posicions J58 proporcionen la funció de guia d'entrada variable necessària per evitar el vibració de les pales del compressor de l'etapa frontal.
• 
  Turbofan d'avió de negocis PW530 amb vàlvula de purga, vista a sobre de les pales de la primera etapa del compressor d'alta pressió. Passa aire comprimit des de l'entrada de l'impel·lent fins al conducte de derivació a baixes velocitats.
• 
  Els motors moderns utilitzen àleps guia d'entrada variables. En aquest F414 de General Electric es poden veure flaps de vora posterior variables, de color marró.
• 
  Motor CFM LEAP que mostra els mecanismes d'accionament dels àleps guia d'entrada del compressor d'alta pressió i els estators de les primeres 4 etapes.

Augment de la relació de pressió de l'etapa

La compressió de l'aire en una turbina de gas s'aconsegueix convertint una proporció de l'energia cinètica (rotor del compressor generat, ja sigui per un impulsor centrífug o una filera axial) de l'aire en pressió estàtica una etapa a la vegada. La majoria dels primers motors de reacció utilitzaven un compressor centrífug d'una sola etapa amb relacions de pressió com ara 3,3:1 (de Havilland Goblin). Les relacions de pressió més altes venien amb el compressor axial perquè, tot i que les relacions de pressió d'etapes eren molt baixes en comparació (1,17:1 BMW 003) es podien utilitzar més etapes segons calgués per a una relació de pressió global més alta. Les etapes centrífugues més avançades s'utilitzen en turbofans petits com a última etapa d'alta pressió darrere de les etapes axials (Pratt & Whitney Canada PW300 i altres). El mateix nivell de tecnologia produeix 8:1 quan s'utilitza com a única etapa en els motors d'helicòpter Pratt & Whitney PW200. Una etapa centrífuga consisteix en un impulsor i àleps difusors, o alternativament tubs difusors que es considera que causen menys bloqueig a mesura que la pressió estàtica augmenta amb la difusió.

• 
  1942 de Havilland Goblin amb una sola etapa centrífuga amb una relació de pressió de 3.3:1
• 
  BMW 003 de 1940 amb una relació de pressió d'etapa d'1,17:1 per a cadascuna de les 7 etapes
• 
  Una etapa centrífuga té àleps difusors, que frenen el flux d'aire després que surti de la punta de l'impel·lent, visibles en aquest motor Turbomeca Artouste. Contribueixen a la relació de pressió de l'etapa.
• 
  Klimov VK-1 Aquesta fotografia mostra els típics àleps difusors corbats d'una etapa centrífuga, però al petit impulsor de refrigeració del sistema d'aire intern. Per a l'etapa del compressor centrífug de doble cara del motor, l'equivalent no s'ha fet visible amb la secció.
• 
  L'impel·lent Pratt & Whitney Canada JT15D amb una relació de pressió de 7:1 hauria requerit 6 o 7 etapes axials. Aquesta etapa centrífuga utilitza difusors de tub en lloc de pales difusores. Les pales del ventilador no estan instal·lades al cub del ventilador que es troba davant de les petites pales del reforç.

Eficiència del ventilador

Les pales dels ventiladors dels motors moderns tenen una corda ampla que va substituir les pales convencionals de corda estreta que necessitaven amortidors o cobertes per evitar que vibressin a un grau inacceptable. L'augment de la longitud de la corda en una quantitat que feia que la pala fos prou rígida per no requerir amortidors també la feia més resistent als danys causats per la ingestió d'ocells, calamarsa i gel, i aportava diversos beneficis no relacionats com ara una millora de l'eficiència, el marge de sobretensió i la reducció del soroll. També hi ha una distància axial més gran per centrifugar les restes lluny de l'entrada del compressor per evitar l'erosió de les superfícies del perfil aerodinàmic, cosa que redueix l'eficiència del compressor.

• 
  Ventilador Pratt & Whitney JT9D dels anys 60 de 92 polzades de diàmetre amb pales llargues i estretes, conegut com a alta relació d'aspecte. Aquest tipus de pala es va dissenyar assumint que el flux d'aire era bidimensional, és a dir, al llarg d'una línia de corda sense intercanvi de massa, moment ni energia al llarg de la longitud de la pala. Van ser substituïdes per les pales de corda ampla quan es va introduir la CFD, que modela el flux real al voltant de les pales, que és tridimensional.
• 
  Garrett TFE731 de 1970 amb un exemple primerenc d'un ventilador transònic (velocitats relatives supersòniques sobre la part exterior de la pala) dissenyat amb l'ajuda de la dinàmica computacional de fluids (CFD) tridimensional.
• 
  El ventilador Pratt & Whitney JT15D -1 a -4 de 1967 amb cobertes de part de l'envergadura i reforços locals que redueixen l'eficiència del ventilador.
• 
  Introduït el 1984, el Pratt & Whitney JT15D -5 amb les aspes del ventilador de corda ampla, i sense els cobertors i els reforços.
• 
  Ventilador Rolls-Royce Trent 900 de 116 polzades de diàmetre. El ventilador té velocitats relatives supersòniques a la meitat exterior que provoquen ones de xoc als passatges. Visualment són evidents el rastreig del vora d'atac de la pala, que canvia del cub a la punta, d'avant enrere a endavant, i el gir de la pala, que varia des de gairebé axial al cub fins a gairebé circumferencial a la punta. La forma de la pala posiciona l'amortidor prou darrere del vora d'atac per evitar l'expulsió de l'ona de xoc més enllà del vora d'atac de la punta (evita sobrecàrregues i aleteigs). Cada secció radial, amb la seva contribució al rastreig del vora d'atac i al gir de la pala, té la seva força centrífuga actuant a prop d'una línia radial, cosa que minimitza l'estrès degut a la rotació.

Combustió

Els efectes de la transferència de calor i la fricció en un combustor, tant al motor com al postcombustor, provoquen una pèrdua de pressió d'estancament i un augment de l'entropia. La pèrdua de pressió es mostra en un diagrama T~s on es pot veure que redueix l'àrea de la part de treball del diagrama. La pèrdua de pressió a través d'un combustor té dues contribucions. Una deguda a portar l'aire del compressor a la zona de combustió, incloent-hi tots els forats de refrigeració (pèrdua de pressió per fricció), és a dir, amb aire que flueix però sense combustió. L'addició de calor al gas que flueix afegeix un altre tipus de pèrdua de pressió (pèrdua de pressió de moment).

• 
  General Electric J31 with ten reverse-flow combustors. Compressed air flows between the 18-8 stainless steel outer casing and inner Inconel flame tube, then through a series of holes to the inside of the tube where it mixes with fuel. Burning continues along the length and is complete before reversing direction to the turbine.
• 
  de Havilland Goblin with sixteen straight-through combustion chambers. Each consists of a flame tube enclosed in a pressure-tight outer casing. They are connected by tubes which balance the pressure and propagate the flame during start from the two tubes with igniters one of which is shown on a top tube.
• 
  Rolls-Royce Nene with nine combustion chambers. The cutaway is one of 2 chambers fitted with a flame igniter which places the igniter in a cooler location than directly in the hot gas stream. During a start atomized fuel from the small self-contained unit (orange-coloured solenoid shown) is ignited by its ignition plug and the flaming jet of fuel is projected into the main fuel spray from the burner. Combustion is propagated to all the chambers through interconnecting tubes.
• 
  Westinghouse J46 "walking stick" fuel vapouriser tubes in an annular combustor. Fuel vaporization was also used in the Sapphire, Viper, Pegasus, Olympus 593, and RB211 engines. Otherwise engines use some form of atomizing nozzle which converts fuel pressure in the fuel tube to kinetic energy in the combustor producing a well-atomized spray.
• 
  Pratt & Whitney J57 with eight can-annular combustors, meaning the flame cans are separate but contained within the annular space between outer and inner casings. Each can was an annular combustion chamber in miniature with a central tube for cooling air and six burners arranged around it.
• 
  PW500 reverse flow annular combustor. The next-bigger series, the PW300, uses straight-through combustion but still with a centrifugal compressor supplying the air.
• 
  JT9D straight-through annular combustor, airflow from left to right. The atomizing fuel nozzle is a dual orifice or duplex type. The primary, or pilot flow, comes from a small hole (orifice) in the centre at low engine speeds through the fuel tube at the left. The secondary, or main flow, comes from a larger opening around it at higher speeds through the tube on the right. Airflow from the small compressor exit guide vane at the left enters an area-increasing diffuser which divides it into three parts. The centre flow enters the combustor and mixes with fuel. The outer and inner parts enter the combustor progressively through the holes shown completing the combustion and then diluting to give a final exit temperature suitable for the turbine.
• 
  The engine combustor needs the high velocity air leaving the compressor to be slowed significantly, which is done with an increase in flow area (diffuser), to a low Mn before combustion takes place to ensure low combustion pressure loss. A recirculation zone (shown by the circular airflow paths) has to be maintained near the fuel nozzle for initial combustion of the entering fuel to take place. This zone (the primary zone) is maintained by the two primary air paths, the swirl flow entering through swirl vanes (depicted by grey squares) around the fuel injector and the first row of primary air radial inflow holes. Combustion is completed with the intermediate air and the gas temperature is reduced with the dilution air to the value required for long life of the turbine.
• 
  J85 annular combustor, displayed rear-end up. When installed in the engine this open end is closed by the first stage turbine nozzle vane ring the flow area of which (together with the area of the exhaust nozzle) back pressures the compressor to control its pressure rise and flow rate as shown on a compressor map.
• 
  Rolls-Royce Turbomeca Adour military turbofan. There is a requirement to maintain a certain minimum pressure-loss in combustors, rather than reducing it as much as possible to minimize entropy production. It has to be maintained to prevent backflow in the turbine cooling circuits since cooling air from the HP compressor needs a lower pressure at the turbines in order to flow. Cooling air from the compressor (blue) has to flow to the turbine area (nozzle guide vane painted orange). This is enabled by the drop in pressure which occurs in the combustor. Also evident is the increase in area from the compressor into the combustor which is necessary to slow the air.

Emissions

La connexió entre les emissions i el consum de combustible és la ineficiència de la combustió, que malgasta combustible. El combustible s'ha de cremar completament perquè tota l'energia química s'alliberi en forma de calor. La formació de contaminants significa que s'ha malgastat combustible i que es necessita més combustible per produir un impuls concret del que es necessitaria d'altra manera.

Soroll

El soroll influeix en l'acceptabilitat social de les aeronaus i els nivells màxims mesurats durant l'enlairament i el sobrevol d'aproximació estan legislats als voltants dels aeroports. El soroll dels avions militars és objecte de queixes de persones que viuen a prop d'aeròdroms militars i en zones remotes sota les trajectòries de vol de les rutes d'entrenament de baixa altitud. Abans de la introducció en servei dels primers avions de reacció, el soroll ja era objecte d'accions ciutadanes als voltants dels aeroports a causa del soroll inacceptable de l'última generació d'avions de reacció amb motor de pistó, com ara xxx. Els primers operadors d'avions de reacció, que ja havien estat avisats, van introduir els seus serveis amb procediments d'enlairament de reducció del soroll, com ara el Comet Caravelle.

Temps per engegar

El temps d'arrencada és el temps que es triga des que s'inicia la seqüència d'arrencada fins que s'assoleix la velocitat de ralentí. El temps d'arrencada típic d'un CFM-56 és de 45 a 60 segons. El temps d'arrencada és un problema de seguretat de vol per a les arrencades aèries, ja que l'arrencada s'ha de completar abans que es perdi massa altitud.

Pes

El pes d'un motor es reflecteix en el pes de l'aeronau i introdueix una certa penalització per resistència aerodinàmica. El pes addicional del motor significa una estructura més pesada i redueix la càrrega útil de l'aeronau.

Mida

La mida d'un motor s'ha d'establir dins de l'envoltant d'instal·lació del motor acordat durant el disseny de l'aeronau. L'empenta regeix l'àrea de flux, per tant, la mida del motor. Un criteri de lliures d'empenta per peu quadrat d'entrada del compressor és una xifra de mèrit. Els primers turboreactors operatius a Alemanya tenien compressors axials per satisfer una sol·licitud del Ministeri de l'Aire alemany de 1939 per desenvolupar motors que produïssin 410 lliures/peus quadrats

Cost

Un motor amb un consum de combustible més baix redueix la despesa de les companyies aèries en la compra de combustible per a un cost de combustible determinat. El deteriorament del rendiment (augment del consum de combustible) en servei té un efecte acumulatiu sobre els costos de combustible, ja que el deteriorament i l'augment del consum són progressius. El cost de la substitució de les peces s'ha de considerar en relació amb l'estalvi de combustible.