O webu Bannery a partneři Letecké motory Popisy motorů Teorie a další články Slovník pojmů Časté otázky Srovnání motorů Převaděč jednotek Zajímavé odkazy Literatura Expozice For English readers Ruská letecká výzbroj Popis zbraní Články Pilot Súčka Technik u dopravky Jindřichův Hradec Letecké simulátory Jesenicko 2.0 ZK VFR Objects FSbox - crashboxy Přehled scenérií ČR Poznatky z tvorby Časté problémy s FS Lock On - tutorial Ka-50 Black Shark Ostatní Cyklovýlety Akce & fotky Kalendář akcí Mapa leteckým muzeí Letecké dny v ČR/SR Letecké dny a akce Aviatická pouť 2010 Aviatická pouť 2012 CIAF 2000 CIAF 2002 CIAF 2003 CIAF 2004 CIAF 2005 CIAF 2006 CIAF 2007 IFD 2008 Přerov 2005 Přerov 2006 Flying Rhino 2005 Flying Rhino 2007 Flying Rhino 2008 Flying Rhino 2009 Ramstein Rover 2012 Náměšť, Hradec 95/6 Náměšť 1995 a 1996 Náměšť 2006 Mošnov 1989 Den NATO 2006 Den NATO 2007 Dny NATO 2008 Dny NATO 2012 Čáslav 2007 Sliač 1964 Sliač 2003 Sliač 2005 Národné let. dni 2007 Malacky 2009 CSIAF 1992 Le Bourget 2007 RIAT 2009 TLP 2008 Duxford 2008 Kecskemét 2008 Kecskemét 2010 Airpower 2009 NTM 2009 Radom 2013 Cihelna 2006 Cihelna 2007 Cihelna 2010 Cihelna 2012 Den Pásovce 2009 Den Pásovec 2010 Kbely Bílý Potok Olomouc Neředín Králíky, tvrz Bouda Lešany Vyškov AirPark Zruč TM Brno Krakow 2013 Muz. Orla Bialego Świdnica Košice SPSL 2008 Messerschmitt Stif. Schleißheim Cottbus Gatow Peenemünde Sinsheim Gatčina NASM Castle Air Museum Hill Aerospace Museum Pacific Air Museum USS Hornet Planes of Fame Cradle of Aviation Kennedy Space Center Midland Museum of Flight USS Interpid Hendon De Havilland Museum Le Bourget Museum Linköping Aeroseum Ängelholm Moskva Siem Reap Bukurešť War Remnants Museum Rimini Caproni Automoto Autosalon 2005 AUTOTEC 2008 Ecce Homo 2005 Ecce Homo 2006 Ecce Homo 2007 Ecce Homo 2008 Ecce Homo 2009 FMX Brno 2010 Fotky z letů Let nad Jeseníky I Let nad Jeseníky II Let v Piper L4J Praha - Chania 2007 Ostatní Priessnitzův pohár 07 Delfín OK-ATS JAS-39 Gripen Panorama Medlánky 24.2.2008 Depozit TM Brno Dargen Ignis Brunensis 2008 aukce Mariánské Láz. California agric. mus. Petroleum museum Možnosti webu

Switch to English Přidat k oblíbeným Verze pro tisk
Spřátelené weby
L-39 Výcvikový systém ATM Online www.airbase.cz www.militarybox.cz Československá PVO další odkazy

Typy leteckých motorů

Letecké motory lze dělit podle různých kritérií. Pomineme-li elektromotory, pak jsou všechny letecké pohonné jednotky tepelnými motory. Tepelné motory přeměňují chemickou energii paliva na energii mechanickou. Mechanická energie - rotační pohyb hřídele, plyny o vysokém tlaku apod. - se za pomocí vhodného zařízení (vrtule, tryska) mění na kinetickou energii plynů. Plyn urychlený na na určitou rychlost pak vyvolává reakční sílu v opačném směru - vyvolává tedy tah.

Z nejobecnějšího pohledu lze tepelné motory rozdělit na motory s vnějším a vnitřním spalováním. Motory s vnějším spalováním se, až na několik případů v pionýrských dobách letectví, neuplatnily a proto obvykle nejsou brány v potaz při dělení leteckých motorů. Motory s vnějším spalováním jsou například parní stroje, nebo Stirlingův motor. U motorů s vnitřním spalováním probíhá spalování v pracovním prostoru motoru a produkty spalování tak konají mechanickou práci. Motory s vnitřním spalováním lze dále dělit na pístové a reakční1). U pístových probíhá spalování v pracovních válcích, cyklický lineární2) pohyb pracovních pístů je převeden na rotační pohyb hřídele. Spalování v jednotlivých válcích je přerušované. Tepelný cyklus těchto motorů popisuje např. Ottův a Dieselův cyklus. Reakční motory fungují na principu akce a reakce - urychlují hmotu (vzduch a spaliny) jedním směrem, což generuje reakční sílu v opačném směru. Spalování je v těchto motorech obvykle nepřerušované a u lopatkových reakčních motorů probíhá za konstantního tlaku. Tepelný cyklus reakčních motorů popisuje např. Braytonův, nebo Humpreyův cyklus.

Mohou existovat motory, které nejde jednoznačně zařadit do konkrétní kategorie - kombinují konstrukční prvky, nebo i tepelné cykly více typů motorů. Jedno z možných základních rozdělení leteckých motorů následuje.

  • Motory s vnitřním spalováním
    • Pístové motory
    • Reakční motory
      • Proudové lopatkové motory
        • Jednoproudové
        • Dvouproudové
        • Turbovrtulové
        • Turbohřídelové
        • Speciální
          • Propfan
          • Víceproudové
          • Motokompresorové
          • Turbonáporové
          • Turboraketové
          • Jaderné
      • Proudové bezlopatkové motory
        • Náporové
        • Náporové s nadzvukovým spalováním (SCRAMJET)
        • Pulzační
        • Jaderné
      • Raketové motory
        • Na kapalné pohonné látky
        • Na tuhé pohonné látky
        • Hybridní
  • Motory v vnějším spalováním
    • Parní motory
  • Elektromotory

Pokud půjdeme do dalších detailů, pak nás při rozdělování motorů (například dvouproudových) dále může zajímat, kolik má motor hřídelí, jaký typ kompresoru, či dmychadla motor používá, jaký je obtokový poměr, zda je motor vybaven přídavným spalováním, obracečem tahu, měnitelným vektorem tahu apod. Takto bychom mohli nadefinovat možná až stovky různých typů leteckých motorů. Přílišné konstrukční detaily, například zda-li je motor vybaven vstřikováním vody do kompesoru pro krátkodobé zvýšení tahu, se již do základniho rozdělení příliš nehodí.

Pístový

Pístové motory jsou obvykle motory pracující s Ottovým cyklem. Energie paliva se převádí na mechanickou energii ve válcích, kde probíhá nejdříve sání směsi paliva a vzduchu, poté dochází ke kompresi, zapálení a expanzi a nakonec k výfuku spalin. Lineární pohyb válce je převeden na rotační pohyb hřídele. Hřídel pak přes reduktor, nebo napřímo pohání vrtuli, vyvozující tah. Pístové motory existují v několika základních skupinách, lišící se uložením válců a klikové hřídele - hvězdicové, rotační, řadové, aj. Některé motory jsou vybaveny turbopřeplňováním.

První letoun těžší než vzduch, Wright Flyer, letěl s pístovým motorem o výkonu 9 kW. Vrchol pístové motory zažily za 2. sv. války, poté nastoupila éra proudových motorů. Dnes jsou pístové motory doménou především sportovních letounů. Nejvýkonnějších leteckým pístovým motorem byl R-4360 o výkonu 3207 kW.

Pístové motory s Dieselovým cyklem byly použity na vzducholodích, ve 20. a 30. letech proběhly pokusy je použít pro pohon letadel. I v pozdější době se objevily izolované pokusy prosadit dieselové motory. V současné době existuje několik typů, certifikovaných pro použití ve sportovních letounech. Podíl na trhu je však prakticky nulový. Dieselové motory i přes svou nízkou spotřebu ve srovnání s klasickými benzínovými písotovými motory, mají špatný poměr výkon:hmotnost. Navíc se stejně jako benzínové pístové motory nehodí pro rychlejší letouny, jelikož účinnost vrtule při rychlostech před 600 km.h-1 klesá.

Jednoproudový

Jednoproudový (turbokompresorový, turbojet) je "nejjednodušší" turbínový motor. Zjednodušeně řečeno se skládá pouze z generátoru plynu (jádra) a vhodné trysky.

Vzduch je nasáván vstupním ústrojím, v kompresoru je stlačen, ve spalovací komoře je mu při konstantním tlaku dodána tepelná energie. Na rozváděcím kole turbíny je část tepelné a tlakové energie převedena na energii kinetickou. Rychle proudící plyny předávají svou energii turbíně, pohánějící kompresor. Tlak za turbínou je ještě vysoký a tak jsou plyny vedeny do výstupní trysky, která část zbývající energie převede na energii kinetickou. Rychle vystupující plyny z motoru vyvozují tah. Nadzvukové letouny mají motory s přídavným spalováním. Přídavné spalováním dodatečným spálením paliva v prostoru před výstupní tryskou zvýší rychlost plynů před i za tryskou a zvyšuje tak tah.

První jednoproudové motory se objevily ve 30. letech 20. století. Koncem druhé světové války prošly prvním bojovým nasazením. Okamžitě po válce začal jejich velký rozmach a velká část projektů nových letounů se začala opírat právě o jednoproudové motory. Zlaté časy končí v 70. a 80. letech, kdy se ke slovu dostávají dvouproudové motory. První dvě desetiletí 21. století budou pravděpodobně znamenat konec drtivé většiny větších jednoproudových motorů.

Výkon jednoproudových motorů je s přídavným spalováním až 200 kN.

Častá kritéria pro bližší specifikaci jednoproudového motoru

Počet hřídelí Jednohřídelový Jedna hřídel je typická pro proudové motory s nižším a středním tahem a motory s dobře vyřešeným protipumpážním systémem (odpouštěcí ventily v kompresoru, nastavitelné statorové lopatky apod.). Celkové stlačení za kompresorem obykle nepřesahuje hodnoty 12.
Dvouhřídelový S postupujícím vývojem proudových motorů se zvyšovaly požadavky na úroveň stlačení za kompresorem. To však s sebou neslo problém, kdy kompresory s vysokým stlačením (~12 a více) při nízkých otáčkách trpěly tzv. pumpováním (nestabilní prací kompresoru). Tento jev se dal oddálit použitím vhodných konstrukčních prvků, jako jsou odpouštěcí ventily, nebo nastavitelné statorové lopatky kompresoru. Dalším řešením bylo rozdělit kompresor na dvě části - vysokotlakou a nízkotlakou, každá část měla vlastní hřídel a byla poháněna vlastní turbínou. Rozdělení kompresoru také usnadnilo startování motoru. U vysokovýkonných proudových motorů je použití dvouhřídelového schématu prakticky nutností. Příkladem mohou být sovětské motory R-35.
Typ kompresoru Odstředivý Odstředivé, nebo-li radiální kompresory jsou typické pro motory z přelomu 40. a 50. let, kdy poskytovaly poměrně dobrou úroveň stlačení a nebylo tolik náchylné k pumpáži, jako motory s osovým kompresorem. Další výhodou odstředivých kompresorů je větší odolnost při nasátí cizích objektů. S rostoucími požadavky na rychlost letadel a tedy i výkon motoru však začal být problém příliš velký průměr motoru a tak v průběhu 50. let začaly být všechny motory pro výkonnější letouny projektovány s osovým kompresorem. Proudové motory s radiálním kompresorem však ani dnes nejsou úplně uzavřenou kapitolou, i dnes jsou používány a to například u velmi malých motorů pro řízené střely a malé bezpilotní letouny. Whittlovy motory, první proudové motory na světě, měly odstředivý kompresor, stejně jako další britské motory Nene, Derwent apod. Naprosto typickým zástupcem je legendární sovětský motor VK-1. Československý M701 má obdobnou konstrukci.
Osové Osové, nebo-li axiální kompresory řeší nevýhody radiálních kompresorů a jsou samozřejmostí pro všechny motory s "tahem větším, než malým". Zajímavostí je, že motory s axiálním kompresorem se do operační služby dostaly dříve, než motory s kompresorem radiálním. Už do 2 sv. války tak zasáhly německé letouny s motory Jumo 004 a BMW 003. Z pozdějších zástupců můžeme jmenovat americký J79, sovětský R-11, nebo francouzský Atar 101.
Kombinovaný V této konfiguraci je vstupem do motoru umístěn nejprve několikastupňový axiální kompresor a za ním jednostupňový radiální kompresor.
Přídavné spalování S přídavným spalováním Přídavné spalování slouží ke krátkodobému zvýšení tahu při vzletu, při bojových manévrech, nebo pro let nadzvukovou rychlostí. Všechny proudové motory pro nadzvukové letouny jsou vybaveny přídavných spalováním. Příkladem může být americký motor J79, sovětský R-11 a R-35, nebo francouzský Atar 101F.
Bez přídavného spalování Pravděpodobně žádný ryze podzvukový letoun nemá motor s přídavným spalováním. Krátkodobého zvýšení tahu například pro vzlet, nebo pro případ nouze, je možné dosáhnout mimořádným zvýšením otáček. Instalce komory přídavného spalování a regulovatelné trysky by zvýšila hmotnost a velikost motoru.
Obraceč tahu Bez obraceče Motory bojových letounů nepoužívají obraceč tahu. Dodatečnou brzdnou sílu u některých letounů zajišťuje brzdácí padák.
Na letounu Obraceč tahu, jakou součást motorové gondoly byl použit například u Boeing 707 s jednoproudovými motory JT3.
Součástí motoru Obraceč tahu může být i integrální součástí motoru. Až na experimentální vyjímky nebyly jednoproudové motory bojových letounů osazeny obracečem tahu.

Schéma jednoduchého jednoproudového motoru se 17-stupňovým osovým kompresorem, 3-stupňovou turbínou a konvergentní výstupní tryskou.

Typické schéma jednoproudového, jednohřídelového motoru s osovým kompresorem a přídavným spalováním. Vyobrazený motor je typ AL-7 z letounů Su-7. U tohoto typu je kompresor devítistupňový, spalovací komora je prstencová, turbína je dvoustupňová. Komora přídavného spalování má tři kruhové stabilizátory plamene s profilem do písmene "V", palivových trysek přídavného spalování je několik desítek. Výstupní tryska je regulovatelná, konvergentní. Motor je vybaven třemi protipumpážními opatřeními - vírový prstenec, natáčivé statorové lopatky a odpouštěcí ventily v polovině kompresoru.

Dvouproudový

Jednoproudové motory mají díky vysoké výstupní rychlosti plynů při nízké rychlosti letounu poměrně nízkou propulzní účinnost. Při vysoké nadzvukové rychlosti (M>2) však pracují s vysokou účinností. Opačný případ jsou vrtulové, potažmo turbovrtulové motory. U nich je urychlení proudu vzduchu vrtulí poměrně nízké, což se odráží ve vysoké propulzní účinnosti. Ta vrcholí přibližně při M=0,6, při vyšší letové rychlosti však prudce klesá. Důvodem je vznik rázových vln na koncích vrtulových listů při vysokých otáčkách a vysoké rychlosti letu. Rázové vlny jsou jednak nechtěné kvůli vysoké hladině hluku a kvůli vibracím, druhak vedou k aerodynamickým ztrátám a poklesu účinnosti. Vrtulové motory tak prakticky není možné použít při rychlostech nad M=0,85.

Zmíněné nedostatky jednoproudových a turbovrtulových motorů řeší široká rodina dvouproudových motorů. Je to typ motorů určený především pro rozsah rychlostí přibližně od M=0,7 do M=2,0 až 2,5 - v tomto intervalu pracují efektivněji, než jiné typy. Dvouproudový motor se označuje také jako turbodmychadlový, anglicky pak turbofan, nebo bypass jet engine.

Základem dvouproudového motoru je opět generátor plynů. Za generátorem plynů je umístěna turbína, která plynům odebírá část energie, mění ji na mechanickou a přes hřídel pohání nízkotlaký kompresor. Nízkotlaký kompresor stlačuje vzduch, který do něj přichází z vnějšku. Část tohoto stlačeného vzduchu obvykle vstupuje do jádra motoru, kde se účastní spalování, zbývající část jádro obtéká. Oba proudy pak vystupují z motoru společnou, nebo oddělenu reaktivní tryskou a vyvozují tah. Dvouproudové motory pro nadzvukové rychlosti bývají vybaveny přídavným spalováním. Nízkotlaký kompresor se také, především u vysokých obtokových poměrů a v jednostupňové konfiguraci, označuje dmychadlo. Dále budu v souvislosti s dvouproudovými motory mluvit o nízkotlakém kompresoru jako o dmychadle.

V souvislosti s dvouproudovými motory se objevil nový parametr a to obtokový poměr. Ten udává poměr mezi průtokem vzduchu vnějším a vnitřním proudem. Pokud je tedy celkový průtok 160 kg.s-1 a obtokový poměr 0,6, pak proteče jádrem 100 kg.s-1 a vnějším proudem 60 kg.s-1.

Dvouproudové motory mají oproti jednoproudovým několik výhod.

  • Jak už bylo naznačeno, plyny vystupující z motoru jsou pomalejší, motorem ale obvykle protéká více vzduchu. Kinetická energie jak známo roste se čtvercem výstupní rychlosti plynů. Tah roste pouze lineárně s výstupní rychlostí. Vzhledem k tomu, že kinetická energie vzniká přeměnou energie dodané pomocí spalování, je jasné, že čím je rychlost výstupních plynů nižší, tím je sice menší tah, ale také výrazně menší spotřeba. Z toho plyne asi největší výhoda dvouproudových motorů - výstupní plyny jsou pomalejší, motorem však protéká velké množství vzduchu - využití palivem dodané energie na tah je efektivnější - klesá specifická spotřeba paliva.
  • Velká dmychadla s obrovským průtokem vzduchu dnes umožňují dosáhnout výkonů stovek kN při stále se snižující specifické spotřebě paliva.
  • Smísením horkých spalin z jádra a studeného vzduchu z vnějšího proudu klesá průměrná teplota výstupních plynů.
  • Díky zvýšení průtoku vzduchu a snížení rychlosti výstupních plynů klesá hlučnost.

Nevýhodou je pak větší konstrukční složitost, vyšší cena a nákladnější údržba.

Koncept dvouproudového motoru se objevil už v samých počátcích proudového věku, na letounech se však objevily až v polovině 60. let, k většímu rozšíření došlo v 70. letech. V 80. letech byl už dvouproudový motor samozřejmostí nově projektovaných proudových letounů. Dodnes je to nejvhodnější koncepce pro letouny dosahující maximálních rychlostí 900 až cca 2500 km.h-1.

Maximální tah motorů s přídavným spalováním pro nadzvukové letouny nepřekračuje v případě velkých bombardérů 300 kN, v případě stíhacích letounů se dnes obvykle drží pod hranicí 150 kN. Dvouproudové motory s vysokým obtokovým poměrem pro velké dopravní letouny se dnes s tahem blíží ke 450 kN.

Dvouproudové motory existují v mnoha variantách, lišících se svou konstrukcí a parametry. Kritéria pro bližší specifikaci dvouproudového motoru mohou být následující.

Počet hřídelí Jednohřídelový Jednohřídelové dvouproudové motory se prakticky nevyskytují, dobře známým zástupcem je snad jen francouzský motor M53 pro letouny Mirage 2000.
Dvouhřídelový Motory s malým a středním obtokovým poměrem jsou nejčastěji dvouhřídelové. Drtivá většina současných bojových letounů má takového motory. Ale také velká část motorů s velkým obtokovým poměrem je dvouhřídelová. Tyto typy jsou většínou instalovány do dopravních letounů střední velikosti. Zástupcem bojových motorů je F100, F110, AL-31F, v civilním sektoru je to CFM56, nebo sovětský D-30.
Tříhřídelový Motory s vysokým obtokovým poměrem jsou často tříhřídelové. Postupné stlačení vzduchu na jednotlivých kompresorech s rozdílnými otáčkami je efektivnější. Negativem takových motorů je jejich větší složitost, tím i vyšší cena a náročnější údržba. Typickým zástupcem je Trent 900. Z motorů pro nadzvukové letouny je tříhřídelový například NK-32, nebo RB.199. Druhý zmiňovaný je současně jediným tříhřídelovám motorem pro stíhací letouny.
Obtokový poměr 3) Malý (< 0,6) Motory s malým obtokovým poměrem se svými charakteristikami přibližují motorům jednoproudovým (proto se někdy anglicky přezdívají "leaky turbojet". I při vyšších nadzvukových rychlostech tyto motory poskytují ještě dostatek tahu. Současně mají oproti jednoproudovým motorům o něco nižší specifickou spotřebu paliva na cestovním a maximálním režimu. Takové motory se hodí především pro nadzvukové bojové letouny. Motory s velmi nízkým obtokovým poměrem (0,3 - 0,4) v poslední době zažívají boom, protože usnadňují let nadzvukovou rychlostí bez nutnosti použít přídavné spalování.
Střední (0,6 - 1,5) Motory se středním obtokovým poměrem umožňují i při poměrně malé velikosti dosáhnout při vyšších rychlostech dostatečně velký tah. Mají také nižší specifickou spotřebu paliva. Tyto motory jsou vhodné jak pro bojové letouny (s maximální rychlostí letu mezi M=2.0 až M=2.5), tak už i pro menší dopravní letouny.
Velký (1,5 - 8,0) S velkým obtokovým poměrem výrazně klesá specifická spotřeba při cestovním a maximálním režimu. Na druhou stranu mají tyto motory špatné charakteristiky při nadzvukovém letu (za použití přídavného spalování) a nebo nadzvukový let vůbec neumožňují. Až na vyjímky jsou motory s velkým obtokovým poměrem instalovány do dopravních a transportních letounů a také jsou vhodné pro pozdvukové bombardéry.
Velmi velký (> 8,0) Motory s velmi vysokým obtokovým poměrem a s tím také často svázaným velkým průměrem dmychadla se v současnosti pomalu dostávají na scénu. Zvýšit obtokový poměr je možné díky technologickému pokroku v konstrukci jádra motoru. Větší úroveň stlačení za kompresorem a vyšší teplota na vstupu do turbíny umožnují zmenšit velikost jádra, při zachování jeho výkonu. Menší hmotnostní průtok vzduchu jádrem pak zvyšuje hodnotu obtokového poměru. Motory v velmi velkým obtokovým poměrem vynikají nízkou spotřebou při podzvukovém letu a jsou tak vhodné pro větší dopravní a transportní letouny. Velký rozdíl v otáčkách nízkotlaké turbíny a dmychadla si vyžaduje použití reduktoru otáček. Dvouproudové motory s reduktorem jsou anglicky nazývány "geared turbofan"
Umístění dmychadla Přední Všechny současné dvouproudové motory mají dmychadlo umístěné v přední části. Část vzduchu stlačeného dmychadlem pak vstupuje do jádra motoru, část jej obtéká.
Zadní Motory s dmychadlem umístěným v zadní části se zatím nedostaly do běžného provozu.
Přídavné spalování S přídavným spalováním Přídavné spalování slouží ke krátkodobému zvýšení tahu při vzletu, při bojových manévrech, nebo pro let nadzvukovou rychlostí. Všechny dvouproudové motory pro nadzvukové letouny jsou vybaveny přídavných spalováním. Příkladem může být americký motor F100, F101 a F414, ruský RD-33, AL-31F a NK-32, nebo francouzský M88. Prvním dvouproudovým motorem ve službě byl americký TF30 (196X ???)
Bez přídavného spalování Pravděpodobně žádný ryze podzvukový letoun nemá motor s přídavným spalováním. Krátkodobého zvýšení tahu například pro vzlet, nebo pro případ nouze, je možné dosáhnout mimořádným zvýšením otáček. Instalce komory přídavného spalování a regulovatelné trysky by zvýšila hmotnost a velikost motoru.
Obraceč tahu Bez obraceče Téměř všechny bojové letouny nemají obraceč tahu.
Na letounu Trend u větších motorů pro dopravní a transportní letouny je použití obraceče tahu, který není součástí samotného motoru, ale je součástí motorové gondoly, nebo trupu letounu. Příkladem mohou být známé letouny Boeing 737, 777, Airbus 380 apod a jejich pohonné jednotky CFM56m GE90, Trent apod. Jediným bojovým letounem, který je vybaven obracečem tahu je švédský Saab 37 Viggen s motorem RM8.
Součástí motoru V některých případech je obraceč tahu integrální součástí motoru, příkladem může být motor NK-8, nebo D-30KU. Jediným motorem pro sériové bojové letouny, který byl vybaven obracečem tahu byl RB.199 z letounů Tornado.

Dalším kritériem může být to, zda je dmychadlo poháněno turbínou přímým spojením hřídelí, nebo zda je použit reduktor otáček. Dala by se najít i další kritéria. Jak je vidět, rodina dvouproudových motorů je velmi široká. Následují schémata několika podtypů.

Dvouproudový, dvouhřídelový motor s nízkým až středním obtokovým poměrem. Vyobrazený motor má dvě hřídele - vysokotlakou a nízkotlakou. Vnější proud prochází kolem celého jádra a před tryskou se mísí s horkými spalinami z jádra. Motory podobného schématu mívají obtokový poměr většinou ne větší, než 1,5 a jsou využívány malými a středními letouny. Příkladem je motor AI-25TL.

Schéma dvouproudového motoru s vysokým obtokovým poměrem. Jádro motoru je pro efektivnější činnost vybaveno dvěmi hřídeli, třetí hřídel spojuje dmychadlo s nízkotlakou turbínou. Vnější a vnitřní proud se před výstupem nemísí, obtokový poměr dosahuje běžně hodnot 3 i více. Příkladem je motor Trent 900.

Zatím nerozšířená koncepce s protiběžným dmychadlem umístěným v zadní části. V tomto případě je přímo bez hřídele spojeno s turbínovými rotory. Motor s takto řešeným protiběžným dmychadlem je až do rychlosti 800 km.h-1 o 5-10% efektivnější než turbodmychadlové motory s vysokým obtokovým poměrem.

Schéma dvouproudového motoru s nízkým obtokovým poměrem a s přídavným spalováním.

Dalším podtypem je krytý propfan (ducted propfan). Rozdíl oproti propfanu (viz dále) je umístění vrtule-dmychadla ve vzduchovém kanálu. To má pozitivní vliv na účinnost vrtule-dmychadla, redukuje hluk, částečně snad i zlepšuje bezpečnost provozu. Listy vrtule-dmychadla jsou nastavitelné, podobně jako u turbovrtulových motorů. Velký průměr vrtule-dmychadla však může negativně ovlivnit parametry letounu, jelikož rozměrný vzduchový kanál je nejen těžký, ale má také nezanedbatelný vlnový odpor. Dobře známým zástupcem je už mnoho let vyvíjený NK-93.

Za anglickým označením "geared fan" se skrývá dvouproudový motor s vysokým, nebo velmi vysokým obtokovým poměrem, kde je dmychadlo poháněno nízkotlakou turbínou, ne však přímo, ale přes reduktor.

Turbovrtulový

Jednopoudové motory pracují při nízké rychlosti letu s nižší účinností, pro pomalé letouny proto vznikly motory turbovrtulové (turboprop). Horní hranice, kdy mají vrtulové motory ještě vyšší propulzní účinnost, než proudové, je cca 800-900 km.h-1. Účinnost už ale začíná klesat od rychlosti zhruba 550 km.h-1, při které začíná být rychlost proudění vzduchu přes vrtulové listy příliš velká, vznikají turbulence a ztrácí se energie při okolozvukové rychlosti špiček vrtulových listů.

Generátor plynu zůstává zachován jako u předchozího typu, byl přidán reduktor otáček a vrtule. Vrtule (přesněji jen reduktor) je poháněna buď stávající nebo vlastní turbínou. Je snaha o to, aby turbíny využily veškerou energii spalin, protože tah není vyvoláván rychlým proudem horkého plynu, ale vrtulí urychleným vzduchem. Tlak za turbínou tak klesá až na hodnotu tlaku atmosférického.

Turbovrtulové motory se rozšířily v první polovině 50. let a to nejdříve na transportních a bombardovacích letounech. Během následujících desetiletí se ale široce rozšířily i do oblasti lehkých civilních letounů. Stále jsou a budou to nejlepší pro řadu dnešních a budoucích letounů, u kterých není priorita vysoká rychlost, ale ekonomičnost provozu.

Nejvyšší výkon na hřídeli takovýchto motorů dosahuje hodnot 11000 kW.

Jedním z nejikoničnějších turbovrtulových motorů a současně tím nejvýkonnějším je sovětský NK-12 z bombardérů Tu-95. Výkon nejsilnější vyráběné varianty je 11033 kW. Dalšími typy jsou například PT-6, T56, nebo československý M601.

Na schématu níže je vrtule poháněna vlastní turbínou, na kterou je ještě napojen nízkotlaký kompresor.

Turbohřídelový

Turbohřídelový motor (turboshaft) je koncepčně prakticky totožný s motorem turbovrtulovým, označení turbohřídelový se však používá výhradně pro pohonné jednotky vrtulníků, nikoliv letadel. Z turbohřídelového motoru vystupuje jen hřídel, hnaná přes reduktor nízkotlakou turbínou. Turbohřídelové motory se objevily v době počátku rozvoje moderních vrtulníků - koncem 50. let 20. století.

Propfan

Propfan je kombinace turbovrtulového a dvouproudového motoru, u které je hlavní tah vyvozen vrtulí s vysokým počtem listů o dlouhé tětivě. Vrtule (anglicky propeller) se tak začíná podobat dmychadlu (anglicky fan), proto označení "propfan". Vrtule je obvykle tandemová, se dvěma protiběžnými stupni. Propulzní účinnost motorů propfan až do rychlosti 600 km.h-1 zhruba odpovídá turbovrtulovým motorům, díky vhodně navrženým listům vrtule však stále roste i za touto hranicí. Nejvyšší účinnosti motor dosahuje okolo 900 km.h-1, což je mezní rychlost provozu tohoto typu motoru. Díky těmto velice příznivým vlastnostem a s tím související nízkou spotřebou se propfany zdály být ideální náhradou starších dvouproudových a turbovrtulových motorů, zejména u civilních a transportních letounů. Idea zkombinovat turbovrtulový a dvouproudový motor přišla v polovině 70. let. V 80. letech se objevily první pokusné motory, například GE36 UDF (Unducted Fan). Konec ropné krize znamenal pokles zájmu o tyto motory. Propfany totiž mají dvě nepříjemné vlastnosti. Jednak jsou výrazně hlučnější, než dvouproudové motory, a za druhé se z pohledu potenciálních pasažérů jevily jako krok zpět do doby vrtulových motorů - a to včetně (možná neopodstatněných) obav z bezpečnosti provozu.

Prvním propfanem, který měl dobrou šanci se dostat do operačního nasazení, byl Ukrajinský D-27 ze začátku 90. let, o letouny jím poháněné však nebyl zájem. Za propfan by se dal částečně považovat i motor TP400-D6 z evropsých transportních letounů A400M.

Existuje několik různých konstrukčních schémat propfanů, jedno z nich následuje.

Víceproudový

U motorů této kategorie slouží k vyvození tahu proud horkých plynů z jádra motoru, vzduchu z druhého proudu, stlačený nízkotlakým kompresorem, a vzduch třetího proudu, urychlený dmychadlem. Nic nenasvědčuje tomu, že by se tato koncepce měla v blízké době dále rozvíjet. Známými zástupci této kategorie jsou prakticky jen dva sovětské motory z konce 80. let - na papíře existující NK-63 a prototyp NK-62. Druhý zmíněny byl však už spíše turbovrtulovým motorem.

Motokompresorový

Jde o jednoproudový motor bez turbíny. Pro pohon kompresoru je použit klasický pístový motor. Tyto motory vznikly během 2. sv. války, vzniklo několik letounů s tímto pohonem. Poměrně známým je mohutný italský letoun Caproni Campini N.1 s motorem o výkonu 670 kW, dávajícím tah 6,9 kN. Dalším je Mikojan-Gurjevič I-250 (MiG-13) s motorem o výkonu 1230 kW, který poháněl vrtuli, ale zároveň mohl pohánět i kompresor. Podobně byl řešen i letoun Su-5. Motokompresorový pohon byl uvažován například i pro japonské sebevražedné letouny Oka.

Nízký výkon pístového motoru neumožnil dosáhnout dostatečně vysoké úrovně stlačení dostatečného množství protékajícího vzduchu, účinnost čistého motokompresorového řešení (viz letoun konstruktéra Caproniho) tak byla velmi malá. V době vzniku motokompresorových letounů už začinala éra proudových motorů, jejichž potenciál byl mnohem vyšší. Motokompresorový pohon se tedy nikdy nerozšířil.

Turbonáporový

Kombinuje výhodu účinnosti proudového motoru při nulové a nízké rychlosti a účinnost motoru náporového při výrazně nadzvukové rychlosti. Jeho použití je opodstatněné jen u letounů, létajících běžně rychlostí přesahující M=3. Snad jediným zástupcem této kategorie je motor J58 z průzkumných letounů SR-71. "Přepnutí" režimu z proudového na náporový je zajištěno uzavřením přívodu vzduchu do kompresoru a otevřením cesty kolem jádra motoru. Spalování v náporovém režimu se děje v komoře přídavného spalování. Samozřejmostí je regulovatelný vstup vzduchu do motoru a regulovatelná výstupní tryska

Turboraketový

Na celkovém tahu se zde podílí především kompresor, stlačující vzduch, který pak expanduje v trysce. Kompresor je poháněn turbínou, která je roztáčena rozpínajícími se spalinami po hoření paliva s okysličovadlem. K dodatečnému zvýšení tahu je před trysku umístěna komora přídavného spalování. Praktické využití motor nejspíše nikdy nenašel. Kombinuje sice zdánlivé výhody proudových a raketových motorů, ale výsledná účinnost pravděpodobně není příliš ohromující.

Náporový

U těchto motorů není generátor plynu s rotačními součástmi nutný. Ke stlačení vzduchu dojde jeho náporem při vysoké vstupní rychlosti. Do vzduchu je přidáno palivo a zapáleno. Horké plyny expandují tryskou ven a vyvozují tah. Turbína není vzhledem k absenci kompresoru zapotřebí. Nevýhodou těchto motorů je, že efektivně pracují jen při vysokých rychlostech (řádově M=1 a více). Při nulové rychlosti nepracují a proto je letoun s těmito motory nutné nejprve urychlit na provozní rychlost jeho náporových motorů. Výhodou je ale vysoká účinnost při vysokých rychlostech, kdy je stlačení vzduchu opravdu vysoké. Pro nadzvukové rychlosti je ale potřeba vybavit motor nadzvukovým vstupem a konvergentní-divergentní tryskou.

Schéma pozdvukového náporového motoru. Má divergentní vstup, ve kterém se kinetická energie vstupujícího vzduchu mění na tlak. Ve spalovacím prostoru je přidána tepelná energie, expandující spaliny pak vystupují konvergentní trysku.

V praxi jsou náporové motory určeny pro vysoké nadzvukové rychlosti a vyžadují tak regulovatelné vstupním zařízení obvykle s centrálním kuželem a konvergentní-divergentní trysku.

Dobrá efektivnost při vysokých rychlostech, relativně jednoduchá konstrukce a možnost provozu na atmosférický kyslík činí z náporových motorů ideální pohonnou jednotku pro rychlé řízené střely s dlouhým doletem.

Náporový s nadzvukovým spalováním (SCRAMJET)

Tato kategorie je jedna z nejmladších. Motory nacházejí uplatnění v projektech vysoko a extrémně rychle létajících prostředků (cca M=7). Důležité je u nich, že proud vzduchu se před spalovacím prostorem nemusí zpomalovat na podzvukovou rychlost. Při zpomalení vzduchu na podzvukovou rychlost totiž dochází k jeho značnému zahřátí - při M=5 je to ještě cca 1000°C, ale při M=7 je teplota už 2100°C a při rychlosti letu M=10 dokonce až kolem 4200°C. To je příliš mnoho jak z hlediska pevnosti materiálu, tak z hlediska chemické stability paliva. U motorů scramjet je vzduch zpomalen rázovými vlnami na hranách klínů s malým úhlem břitu. Za rázovými vlnami je rychlost proudění ještě nadzvuková a při této rychlosti také probíhá spalování. Spaliny vystupují divergentní tryskou. V USA vyvíjený motor není osově souměrný, tryska může být z jedné strany otevřená - tvoří ji tak šikmá spodní část trupu tzv. propulzního tělesa. Příkladem takovéhoto prostředku je X-43.

Vývoj scramjetu začal v Langleyově výzkumném centru NASA v polovině 60. let.  Rusové také vyvíjí scramjety, příkladem je osově souměrný motor GPVRD pro řízené střely o rychlosti přes M=6.

Pulzační

Toto je úprava náporového motoru tak, aby pracoval i při nulové rychlosti. Motor pracuje ve dvou fázích, které se pravidelně střídají. Nejprve je při otevření ventilů nasáván vzduch do spalovacího prostoru, kde je do něj vstřikováno palivo. Poté dojde k zapálení směsi, přetlakem se ventil uzavře a plyny vystupují tryskou ven. Následný podtlak otevře ventil a cyklus se opakuje. Motor tak pulzuje, čímž dostává charakteristický zvuk. Motory jsou startovány přetlakem na vstupu, který může zajistit kompresor nebo stlačený vzduch. Vstupní ventily mohou být řešeny několika způsoby - uzávěr na pružině, plechová membrána ve tvaru hvězdice atd. Ve spalovací komoře vzniká větší tlak než u náporových motorů, což vyžaduje robustnější konstrukci.

Pulzační motory vznikly nejprve pro pohon rotoru prvních vrtulníků, veřejnosti nejznámější je použití na válečných létajících střelách V-1, dnes jsou používány amatéry pro pohon některých dálkově řízených modelů. Širšímu rozšíření brání vysoká spotřeba paliva při nízkém výkonu

Raketové motory

Ke své činnosti nepotřebují atmosférický kyslík a jsou tak vhodné pro prostředky létající v extrémních výškách nebo až zcela mimo naši atmosféru. Raketové motory mohou mít obrovský výkon, pro "normální" letectví jsou ale nepoužitelné, vzhledem k nutnosti nést množství paliva a okysličovadla když kyslíku je i desítky kilometrů nad zemským povrchem dostatek. Na druhé straně pro prostředky, kde je potřeba vysokého výkonu po krátkou dobu (řízené a neřízené střely, ...) jsou raketové motory maximálně vhodné. V mnoha případech totiž nepotřebují drahé a složité komponenty jako je kompresor a turbína a jak bylo řečeno, po dobu obvykle ne déle než několika desítek sekund dokáží poskytnout obrovský tah.

Motor na tuhé pohonné hmoty (TPH) pracuje tak, že postupně odhořívá tuhá náplň válcového zásobníku paliva. Nedá se regulovat jeho výkon a pokud je jednou spuštěn, není možné jej zastavit. Díky jednoduchosti konstrukce jsou tyto motory vhodné například pro vojenské střely do hmotnosti řádově stovek kilogramů. U řízených střel je tah několik desítek kN vyvozen po dobu přibližně 10 sekund. Jiným příkladem mohou být startovací rakety raketoplánů, každá vyvíjí tah 11800 kN po dobu 120 sekund.

Motor na kapalné pohonné hmoty (KPH) má dvě nádrže - jedna na palivo a druhá na okysličovadlo. Lze regulovat výkon, je možné jej spustit a zase zastavit. Motory na KPH byly používány některými válečnými, povětšinou pokusnými, letouny. Jejich použití je vzhledem k relativní složitosti konstrukce a provozu opodstatněné až u raket s hmotností od několika tun dále. Zde jsou již složitější konstrukční prvky nutné - zejména výkonná čerpadla paliva a okysličovadla.

Hybridní motor má tuhé palivo a kapalné okysličovadlo.

Jaderný

Myšlenka pohánět letadla jaderným motorem se objevila hned během prvních pokusů s touto technologií začátkem 40. let. Ve druhé polovině 40. let už byly navrhovány konkrétní experimentální letouny a některé dokonce byly i postaveny. O americkém programu více zde. Reálnému použití jaderných leteckých motorů brání nedostatečná ochrana před radiací, nedostatečné zabezpečení v případě havárie a obrovská hmotnost takového motoru a souvisejících agregátů.

Uvažováno bylo několik různých konstrukcí jederných motorů:

  • Motory s přímým cyklem, kdy vzduch prochází reaktorem.
  • Motory s nepřímým cyklem, kdy je vzduch zahříván tepelným výměníkem v místě mezi kompresorem a turbínou. Médium, které přenáší teplo z reaktoru do výměníků může být tekutý kov.
  • Motory s nepřímým, dvojitým cyklem. Primární oběh předává teplo z reaktoru sekundárnímu oběhu v tepelném výměníku mimo samotný motor. Sekundární proud pak předá teplo vzduchu opět ve výměníků, ale tentokrát umístěném mezi kompresorem a turbínou.
Uvažovalo se jak o jednoproudových jaderných motorech, tak i o turbovrtulových a náporových (projekt Pluto).

Elektromotor

Elektromotory jsou stále jen více méně experimentální oblastí leteckých pohonných jednotek. První pokusné letouny s elektromotory se objevily počátkem 70. let 20. století. V současné době (2015) se hovoří o elektromotorech především v souvislosti s letouny Solar Impulse I (4 motory po 7,5 kW) a E-Fan (2 motory po 30 kW, tah dmychadla každého motoru je 0,75 kN). U jednoho z pokusných leteckých elektromotorů se v roce 2015 podařilo dosáhnout specifického výkonu přes 5 kW.kg-1(260 kW při hmotnosti 50 kg), což je výrazně více, než typická hodnota pro pístové motory a také o něco více, než hodnota u turbovrtulových motorů.

Problémem elektromotorů je však zdroj energie. Technologie ukládání elektrické energie do baterií se sice postupně zlepšuje, ale stále nemůže konkurovat koncentraci energie klasických kapalných paliv. Jeden kilogram baterií uloží řádově desetkrát méně využitelné energie (započtena účinnost motoru), než jeden kilogram leteckého paliva.

Typické podmínky použití jednotlivých typů motorů

Běžný rozsah letových podmínek, při kterých pracují jednotlivé typy motorů. Náporové motory jsou schopny činnosti i při podzvukové rychlosti, ale jejich použití je výhodné až při vysoce nadzvukových letech.

Graf závislosti efektivnosti nejdůležitějších turbínových motorů na rychlosti letu.

Čeho je důležité si všimnout:

  • Do rychlosti 600 km.h-1 jsou jednoznačně nejefektivnější turbovrtulové motory a propfany.
  • Do rychlosti 900 km.h-1 si udržují nejvyšší efektivnost propfany. Motory s protiběžným dmychadlem se svou efektivností leží mezi turbodmychadly a propfany.
  • Pro vyšší rychlosti jsou jednoznačně nejlepší turbodmychadlové motory.
  • Efektivnost turbokompresorových motorů, jakožto prapředka všech dalších turbínových motorů, je při nízkých a středných rychlostech malá. K efektivnosti turbodmychadlových motorů se začíná blížit až v oblasti nadzvukových rychlostí.
Poznámky:
1) Ve své podstatě jsou všechny letecké motory reakční, jelikož všechny fungují na principu urychlení hmoty jedním směrem, přičemž se generuje síla v opačném směru. Pro rozdělení leteckých motorů je však odlišení pístových od reakčních motorů vhodné.
2) Wankelův motor nemá válce s lineárně se pohybujícími písty, ale spalovací prostor je vymezen rotujícím středovým tělesem.
3) Rozsahy hodnot malého, středního, velkého a velmi velkého obtokového poměru jsou na uvážení každého autora a toto rozdělení tedy není žádným pravidlem.


Přístupů od 24. 4. 2002