toate motoarele cu reacție sunt motoare de reacție care generează împingere prin emiterea unui jet de fluid spre spate la viteză relativ mare. Forțele din interiorul motorului necesare pentru a crea acest jet dau o forță puternică asupra motorului care împinge ambarcațiunea înainte.

motoarele cu reacție își fac jetul din propulsor stocat în rezervoare care sunt atașate la motor (ca într-o ‘rachetă’), precum și în motoarele cu conducte (cele utilizate în mod obișnuit pe aeronave) prin ingerarea unui fluid extern (foarte tipic aer) și expulzarea acestuia la viteză mai mare.

propulsor nozzleEdit

duza de propulsie este componenta cheie a tuturor motoarelor cu reacție, deoarece creează jetul de evacuare. Duzele de propulsie transformă energia internă și presiunea în energie cinetică de mare viteză. Presiunea totală și temperatura nu se schimbă prin duza, dar valorile lor statice scad pe măsură ce gazul accelerează.

viteza aerului care intră în duză este scăzută, aproximativ Mach 0,4, o condiție prealabilă pentru minimizarea pierderilor de presiune în conducta care duce la duză. Temperatura care intră în duza poate fi la fel de scăzută ca nivelul mării ambient pentru o duză ventilator în aer rece la altitudini de croazieră. Poate fi la fel de mare ca temperatura gazelor de eșapament de 1000k pentru un motor de post-ardere supersonic sau 2200K cu post-ardere aprins. Presiunea care intră în duză poate varia de la 1,5 ori presiunea din afara duzei, pentru un ventilator cu o singură treaptă, la 30 de ori pentru cea mai rapidă aeronavă cu echipaj la mach 3+.

duzele convergente sunt capabile să accelereze gazul doar până la condițiile sonice locale (Mach 1). Pentru a atinge viteze mari de zbor, sunt necesare viteze de evacuare și mai mari, astfel încât o duză convergentă-divergentă este adesea utilizată pe aeronavele de mare viteză.

împingerea duzei este cea mai mare dacă presiunea statică a gazului atinge valoarea ambientală pe măsură ce părăsește duza. Acest lucru se întâmplă numai dacă zona de ieșire a duzei este valoarea corectă pentru raportul de presiune al duzei (NPR). Deoarece NPR se schimbă cu setarea tracțiunii motorului și viteza de zbor, acest lucru este rareori cazul. De asemenea, la viteze supersonice, zona divergentă este mai mică decât este necesară pentru a oferi o expansiune internă completă presiunii ambientale ca compromis cu rezistența exterioară a corpului. Whitford dă ca exemplu F-16. Alte exemple neexpandate au fost XB-70 și SR-71.

dimensiunea duzei, împreună cu zona duzelor turbinei, determină presiunea de funcționare a compresorului.

ThrustEdit

eficiența energetică referitoare la motoarele cu reacție ale aeronaveloredit

această prezentare generală evidențiază situațiile în care se produc pierderi de energie la centralele electrice complete sau la instalațiile de motoare ale aeronavelor cu reacție.

un motor cu reacție în repaus, ca pe un stand de testare, aspiră combustibil și generează împingere. Cât de bine face acest lucru este judecat de cât de mult combustibil folosește și ce forță este necesară pentru a-l reține. Aceasta este o măsură a eficienței sale. Dacă ceva se deteriorează în interiorul motorului (cunoscut sub numele de deteriorare a performanței), acesta va fi mai puțin eficient și acest lucru se va arăta atunci când combustibilul produce mai puțină tracțiune. Dacă se face o modificare a unei părți interne care permite aerului/gazelor de ardere să curgă mai lin, motorul va fi mai eficient și va folosi mai puțin combustibil. O definiție standard este utilizată pentru a evalua modul în care diferite lucruri schimbă eficiența motorului și, de asemenea, pentru a permite comparații între diferite motoare. Această definiție se numește Consum specific de combustibil sau cât de mult combustibil este necesar pentru a produce o unitate de împingere. De exemplu, se va ști pentru un anumit design al motorului că, dacă unele denivelări dintr-o conductă de by-pass sunt netezite, aerul va curge mai lin, oferind o reducere a pierderilor de presiune de x% și y% mai puțin combustibil va fi necesar pentru a obține forța de decolare, de exemplu. Această înțelegere se încadrează în disciplina de inginerie jet engine performance. Modul în care eficiența este afectată de viteza înainte și de furnizarea de energie sistemelor de aeronave este menționat mai târziu.

eficiența motorului este controlată în principal de condițiile de funcționare din interiorul motorului, care sunt presiunea produsă de compresor și temperatura gazelor de ardere la primul set de lame rotative ale turbinei. Presiunea este cea mai mare presiune a aerului din motor. Temperatura rotorului turbinei nu este cea mai mare din motor, dar este cea mai mare la care are loc transferul de energie ( temperaturi mai ridicate apar în combustor). Presiunea și temperatura de mai sus sunt prezentate pe o diagramă a ciclului termodinamic.

eficiența este modificată în continuare de cât de lin curge aerul și gazele de ardere prin motor, cât de bine este aliniat fluxul (cunoscut sub numele de unghi de incidență) cu pasajele mobile și staționare din compresoare și turbine. Unghiurile non-optime, precum și formele de trecere și lama non-optime pot provoca îngroșarea și separarea straturilor limită și formarea undelor de șoc. Este important să încetiniți debitul (viteza mai mică înseamnă pierderi mai mici de presiune sau cădere de presiune) atunci când se deplasează prin conducte care leagă diferitele părți. Cât de bine contribuie componentele individuale la transformarea combustibilului în forță este cuantificată prin măsuri precum eficiența compresoarelor, turbinelor și combustorului și pierderile de presiune pentru conducte. Acestea sunt prezentate ca linii pe o diagramă a ciclului termodinamic.

eficiența motorului, sau eficiența termică, cunoscut sub numele de th {\displaystyle \eta _{th}}

. depinde de parametrii termodinamici ai ciclului, de presiunea și temperatura maximă și de eficiența componentelor, precum și de eficiența componentelor, C O M P R e S S o r {\displaystyle \eta _{compressor}}

, C O M B U S T I O n {\displaystyle \eta _{combustion}}

și in e {\displaystyle \eta _{turbine}}

și pierderile de presiune ale conductelor.

motorul are nevoie de aer comprimat doar pentru a funcționa cu succes. Acest aer provine de la propriul compresor și se numește aer secundar. Nu contribuie la realizarea tracțiunii, astfel încât motorul să fie mai puțin eficient. Este utilizat pentru a păstra integritatea mecanică a motorului, pentru a opri supraîncălzirea pieselor și pentru a preveni scăparea uleiului din rulmenți, de exemplu. Doar o parte din acest aer preluat de la compresoare revine la fluxul turbinei pentru a contribui la producția de împingere. Orice reducere a cantității necesare îmbunătățește eficiența motorului. Din nou, se va ști pentru un anumit design al motorului că o cerință redusă pentru fluxul de răcire de x% va reduce consumul specific de combustibil cu y%. Cu alte cuvinte, va fi necesar mai puțin combustibil pentru a da forța de decolare, de exemplu. Motorul este mai eficient.

toate considerațiile de mai sus sunt esențiale pentru motorul care funcționează singur și, în același timp, nu face nimic util, adică nu deplasează o aeronavă sau nu furnizează energie pentru sistemele electrice, hidraulice și aeriene ale aeronavei. În aeronavă, motorul oferă o parte din potențialul său de producere a tracțiunii, sau combustibil, pentru a alimenta aceste sisteme. Aceste cerințe, care cauzează pierderi de instalare, reduc eficiența acesteia. Folosește un combustibil care nu contribuie la împingerea motorului.

în cele din urmă, când avionul zboară, jetul de propulsie în sine conține energie cinetică irosită după ce a părăsit motorul. Acest lucru este cuantificat prin termenul de eficiență propulsivă, sau Froude, și poate fi redus prin reproiectarea motorului pentru a-i oferi un debit de by-pass și o viteză mai mică pentru jetul de propulsie, de exemplu ca motor turbopropulsor sau turbofan. În același timp, viteza înainte crește TH {\displaystyle \eta _{th}}

prin creșterea raportului general de presiune.

eficiența globală a motorului la viteza de zbor este definit ca η sp = η p η t h {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}

.

o {\displaystyle \eta _{o}}

la viteza de zbor depinde de cât de bine comprimă aerul înainte de a fi predat compresoarelor motorului. Raportul de compresie de admisie, care poate fi la fel de mare ca 32:1 la Mach 3, se adaugă la cea a compresorului motorului pentru a da raportul total de presiune și t h {\displaystyle \eta _{th}}

pentru ciclul termodinamic. Cât de bine face acest lucru este definit de recuperarea presiunii sau de măsurarea pierderilor din admisie. Zborul cu echipaj Mach 3 a oferit o ilustrare interesantă a modului în care aceste pierderi pot crește dramatic într-o clipă. Nord-americanul XB-70 Valkyrie și Lockheed SR-71 Blackbird la Mach 3 au avut fiecare recuperări de presiune de aproximativ 0.8, datorită pierderilor relativ scăzute în timpul procesului de compresie, adică prin sisteme de șocuri multiple. În timpul unui ‘unstart’, sistemul eficient de șoc ar fi înlocuit cu un șoc unic foarte ineficient dincolo de intrare și o recuperare a presiunii de admisie de aproximativ 0,3 și un raport de presiune corespunzător scăzut.

duza de propulsie la viteze mai mari de aproximativ Mach 2 are de obicei pierderi suplimentare de împingere internă, deoarece zona de ieșire nu este suficient de mare ca un compromis cu tracțiunea exterioară a caroseriei.

deși un motor bypass îmbunătățește eficiența propulsivă, acesta suferă pierderi proprii în interiorul motorului însuși. Mașinile trebuie adăugate pentru a transfera energia de la generatorul de gaz la un flux de aer bypass. Pierderea redusă din duza de propulsie a unui turboreactor se adaugă cu pierderi suplimentare din cauza ineficiențelor turbinei și ventilatorului adăugate. Acestea pot fi incluse într-o eficiență de transmisie, sau de transfer, t {\displaystyle \eta _{T}}

. Cu toate acestea, aceste pierderi sunt mai mult decât compensate de îmbunătățirea eficienței propulsive. Există, de asemenea, pierderi suplimentare de presiune în conducta de by-pass și o duză suplimentară de propulsie.

odată cu apariția turboventilatoarelor cu utilajele lor generatoare de pierderi, ceea ce se întâmplă în interiorul motorului a fost separat de Bennett, de exemplu, între generatorul de gaz și utilajul de transfer care dă o = O=O=O=O = O = {\displaystyle \eta _{o} = \eta _{p}\eta _{th}\eta _{t}}

.

dependența randamentului de propulsie (XV) de raportul turației vehiculului/turației de evacuare (v/ve) pentru motoarele cu jet și rachete care respiră aer.

eficiența energetică ( o {\displaystyle \eta _{o}}

) a motoarelor cu reacție instalate în vehicule are două componente principale:

• eficiența propulsivă ( p {\displaystyle \eta _{p}}
  

  ): cât de mult din energia jetului ajunge în corpul vehiculului, mai degrabă decât să fie dus ca energie cinetică a jetului.

• eficiența ciclului ( TH {\displaystyle \eta _{th}}
  

  ): cât de eficient motorul poate accelera jetul

chiar dacă eficiența energetică globală o {\displaystyle \eta _{o}}

este: TH {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}

pentru toate motoarele cu reacție, eficiența propulsivă este cea mai mare pe măsură ce viteza jetului de evacuare se apropie de viteza vehiculului, deoarece acest lucru oferă cea mai mică energie cinetică reziduală. Pentru un motor care respiră aer, o viteză de evacuare egală cu viteza vehiculului sau un p {\displaystyle \eta _{p}}

egal cu unu, dă tracțiune zero fără nicio modificare netă a impulsului. Formula pentru motoarele cu respirație de aer care se deplasează la viteza v {\displaystyle v}

cu o viteză de evacuare v e {\displaystyle v_{e}}

și neglijând debitul de combustibil , este: \displaystyle \eta _{p} = {\frac {2} {1 + {\frac {v_ {e}} {v}}}}}

și pentru o rachetă:

p = 2 ( V V E ) 1 + ( V V e ) 2 {\displaystyle \eta _{p}={\frac {2\, ({\frac {v}{v_{e}}})}{1+({\frac {v}{v_{e}}})^{2}}}}

pe lângă eficiența propulsivă, un alt factor este eficiența ciclului; un motor cu reacție este o formă de motor termic. Eficiența motorului termic este determinată de raportul dintre temperaturile atinse în motor și cel epuizat la duză. Acest lucru s-a îmbunătățit constant în timp, deoarece au fost introduse noi materiale pentru a permite temperaturi maxime mai ridicate ale ciclului. De exemplu, materialele compozite, care combină metalele cu ceramica, au fost dezvoltate pentru lamele turbinei HP, care funcționează la temperatura maximă a ciclului. Eficiența este, de asemenea, limitată de raportul general de presiune care poate fi atins. Eficiența ciclului este cea mai mare la motoarele cu rachete (~60+%), deoarece acestea pot atinge temperaturi de ardere extrem de ridicate. Eficiența ciclului în turbojet și similar este mai aproape de 30%, datorită temperaturilor de vârf mult mai scăzute ale ciclului.

eficiența tipică de ardere a unei turbine cu gaz a aeronavei pe raza operațională.

limitele tipice de stabilitate la combustie ale unei turbine cu gaz a aeronavei.

eficiența de ardere a majorității motoarelor cu turbină cu gaz ale aeronavelor la condițiile de decolare la nivelul măriieste de aproape 100%. Scade neliniar la 98% la condițiile de croazieră la altitudine. Raportul aer-combustibil variază de la 50: 1 la 130: 1. Pentru orice tip de cameră de ardere există o limită bogată și slabă a raportului aer-combustibil, dincolo de care flacăra este stinsă. Intervalul raportului aer-combustibil dintre limitele bogate și slabe este redus odată cu creșterea vitezei aerului. Dacăcreșterea debitului masic de aer reduce raportul de combustibil sub o anumită valoare, apare stingerea flăcării.

impuls Specific în funcție de viteză pentru diferite tipuri de jet cu combustibil kerosen (ISP hidrogen ar fi de aproximativ două ori mai mare). Deși eficiența scade odată cu viteza, sunt acoperite distanțe mai mari. Eficiența pe unitate de distanță (pe km sau mile) este aproximativ independentă de viteza pentru motoarele cu reacție ca grup; cu toate acestea, cadrele aeriene devin ineficiente la viteze supersonice.

consumul de combustibil sau combustibiledit

un concept strâns legat (dar diferit) de eficiența energetică este rata consumului de masă a combustibilului. Consumul de combustibil în motoarele cu reacție este măsurat prin consumul specific de combustibil, impulsul specific sau viteza efectivă de evacuare. Toți măsoară același lucru. Impulsul Specific și viteza efectivă de evacuare sunt strict proporționale, în timp ce consumul specific de combustibil este invers proporțional cu celelalte.

pentru motoarele care respiră aer, cum ar fi turboreactoarele, eficiența energetică și eficiența propulsorului (combustibilului) sunt cam același lucru, deoarece propulsorul este un combustibil și sursa de energie. În rachetă, propulsorul este, de asemenea, evacuarea, iar acest lucru înseamnă că un propulsor cu energie ridicată oferă o eficiență mai bună a propulsorului, dar poate, în unele cazuri, să ofere o eficiență energetică mai mică.

se poate observa în tabel (chiar mai jos) că turboventilatoarele subsonice, cum ar fi turboventilatorul CF6 al General Electric, folosesc mult mai puțin combustibil pentru a genera împingere pentru o secundă decât a făcut-o turbojet-ul Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 al Concorde. Cu toate acestea, deoarece energia este Distanța de forță și distanța pe secundă a fost mai mare pentru Concorde, puterea reală generată de motor pentru aceeași cantitate de combustibil a fost mai mare pentru Concorde la Mach 2 decât CF6. Astfel, motoarele Concorde au fost mai eficiente în ceea ce privește energia pe milă.

consumul Specific de combustibil (SFC), impulsul specific și numerele efective ale vitezei de evacuare pentru diferite motoare cu rachete și avioane.

Tip motor	scenariu	Spec. contra combustibil.		specifice impuls (e)	Evacuare efectivă Viteza (m/s)
		(lb/lbf·h)	(g/kN·s)
NK-33 motor rachetă	vid	10.9	308	331	3250
SSME rocket engine	Space shuttle vacuum	7.95	225	453	4440
Ramjet	Mach 1	4.5	130	800	7800
J-58 turbojet	SR-71 at Mach 3.2 (Wet)	1.9	54	1900	19000
Eurojet EJ200	Reheat	1.66–1.73	47–49	2080–2170	20400–21300
Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 turbojet	Concorde Mach 2 cruise (Dry)	1.195	33.8	3010	29500
Eurojet EJ200	Dry	0.74–0.81	21–23	4400–4900	44000–48000
CF6-80C2B1F turbofan	Boeing 747-400 cruise	0.605	17.1	5950	58400
General Electric CF6 turbofan	Sea level	0.307	8.7	11700	115000

raportul tracțiune-greutate edit

Articol principal: raportul tracțiune-greutate

raportul tracțiune-greutate-raportul de greutate al motoarelor cu reacție cu configurații similare variază în funcție de scară, dar este în mare parte o funcție a tehnologiei de construcție a motorului. Pentru un motor dat, cu cât motorul este mai ușor, cu atât este mai bine forța de tracțiune la greutate, cu atât mai puțin combustibil este utilizat pentru a compensa rezistența datorată ascensorului necesar pentru a transporta greutatea motorului sau pentru a accelera masa motorului.

după cum se poate observa în tabelul următor, motoarele cu rachete ating, în general, raporturi tracțiune-greutate mult mai mari decât motoarele cu conductă, cum ar fi motoarele cu turboreactor și turbofan. Acest lucru se datorează în primul rând faptului că rachetele folosesc aproape universal o masă densă de reacție lichidă sau solidă, care oferă un volum mult mai mic și, prin urmare, sistemul de presurizare care furnizează duza este mult mai mic și mai ușor pentru aceeași performanță. Motoarele cu conducte trebuie să se ocupe de aer, care este de două până la trei ordine de mărime mai puțin dens și acest lucru dă presiuni pe suprafețe mult mai mari, ceea ce la rândul său are ca rezultat mai multe materiale de inginerie necesare pentru a ține motorul împreună și pentru compresorul de aer.

motor cu Jet sau rachetă	masă		tracțiune, vid		tracțiune-la- raport greutate
	(kg)	(lb)	(kn)	(lbf)
Rd-0410 motor rachetă nucleară	2.000	4.400	35,2	7.900	1.8
J58 motor cu reacție (SR-71 Blackbird)	2,722	6,001	150	34,000	5.2
Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 turbojet with reheat (Concorde)	3,175	7,000	169.2	38,000	5.4
Pratt & Whitney F119	1,800	3,900	91	20,500	7.95
RD-0750 rocket engine, three-propellant mode	4,621	10,188	1,413	318,000	31.2
RD-0146 rocket engine	260	570	98	22,000	38.4
Rocketdyne RS-25 rocket engine	3,177	7,004	2,278	512,000	73.1
RD-180 rocket engine	5,393	11,890	4,152	933,000	78.5
RD-170 rocket engine	9,750	21,500	7,887	1,773,000	82.5
F-1 (Saturn V first stage)	8,391	18,499	7,740.5	1,740,100	94.1
NK-33 rocket engine	1,222	2,694	1,638	368,000	136.7
Merlin 1D rocket engine, full-thrust version	467	1,030	825	185,000	180.1

Compararea tipuriloredit

comparație de eficiență propulsivă pentru diferite configurații de motoare cu turbină cu gaz

motoarele cu elice gestionează fluxuri de masă de aer mai mari și le oferă o accelerație mai mică decât motoarele cu reacție. Deoarece creșterea vitezei aerului este mică, la viteze mari de zbor, forța disponibilă pentru avioanele cu elice este mică. Cu toate acestea, la viteze mici, aceste motoare beneficiază de o eficiență propulsivă relativ ridicată.

pe de altă parte, turboreactoarele accelerează un flux de masă mult mai mic de aer de admisie și combustibil ars, dar apoi îl resping la viteză foarte mare. Când o duză de Laval este utilizată pentru a accelera o evacuare a motorului fierbinte, viteza de ieșire poate fi local supersonică. Turboreactoarele sunt potrivite în special pentru aeronavele care călătoresc la viteze foarte mari.

Turbofanele au o evacuare mixtă constând din aerul de by-pass și gazul produs de ardere la cald din motorul de bază. Cantitatea de aer care ocolește motorul de bază în comparație cu cantitatea care curge în motor determină ceea ce se numește raportul de bypass al unui turbofan (BPR).

în timp ce un motor turboreactor folosește toată puterea motorului pentru a produce tracțiune sub forma unui jet fierbinte de gaze de eșapament de mare viteză, aerul rece de bypass cu viteză redusă al unui turbofan produce între 30% și 70% din forța totală produsă de un sistem turbofan.

forța netă (FN) generată de un turbofan poate fi, de asemenea, extinsă ca:

F N = m E V h e − m o V A + B P R ( m C v f ) {\displaystyle F_{N}={\dot {m}}_{e}v_ {\dot {m}}_{a} v_{a}+BPR\, ({\dot {m}}_{c} v_{f})}

unde:

ṁ e	= masa rata de cald cu ardere debitul de gaze de eșapament de la motor de bază
ṁo	= masa rata totală a fluxului de aer intră în turbopropulsoare = ṁc + ṁf
ṁc	= masa rata de admisie aer care curge de la motor de bază
ṁf	= masa rata de admisie aer care ocolește motor de bază
vf	= viteza fluxului de aer ocolit în jurul nucleului motor
vhe	= viteza de cald gazele de eșapament de la motorul central
vo	= viteza admisiei totale de aer = viteza reală a aeronavei
BPR	= raportul de ocolire

motoarele cu rachete au o viteză de evacuare extrem de mare și, prin urmare, sunt cele mai potrivite pentru viteze mari (hipersonice) și altitudini mari. La orice accelerație dată, forța și eficiența unui motor rachetă se îmbunătățesc ușor odată cu creșterea altitudinii (deoarece contrapresiunea scade, crescând astfel forța netă la planul de ieșire al duzei), în timp ce cu un turboreactor (sau turbofan) densitatea de cădere a aerului care intră în admisie (și gazele fierbinți care părăsesc duza) determină scăderea forței nete odată cu creșterea altitudinii. Motoarele cu rachete sunt mai eficiente decât chiar și scramjets peste aproximativ Mach 15.

altitudine și vitezăedit

cu excepția scramjets, motoare cu reacție, lipsit de sistemele lor de admisie pot accepta doar aer la aproximativ jumătate din viteza sunetului. Sarcina sistemului de admisie pentru aeronavele transonice și supersonice este de a încetini aerul și de a efectua o parte din compresie.

limita altitudinii maxime pentru motoare este stabilită de inflamabilitate – la altitudini foarte mari aerul devine prea subțire pentru a arde sau, după comprimare, prea fierbinte. Pentru motoarele cu turboreactor, altitudini de aproximativ 40 km par a fi posibile, în timp ce pentru motoarele cu ramjet 55 km pot fi realizabile. Scramjets poate gestiona teoretic 75 km. Motoarele cu rachete, desigur, nu au o limită superioară.

la altitudini mai modeste, zborul mai rapid comprimă aerul din partea din față a motorului, iar acest lucru încălzește foarte mult aerul. Limita superioară este de obicei considerată a fi de aproximativ Mach 5-8, ca mai sus despre Mach 5.5, azotul atmosferic tinde să reacționeze din cauza temperaturilor ridicate la intrare și acest lucru consumă energie semnificativă. Excepția de la acest lucru este scramjets care ar putea fi în măsură să realizeze aproximativ Mach 15 sau mai mult, deoarece acestea evita încetinirea aerului, și rachete din nou nu au nici o limită de viteză special.

NoiseEdit

zgomotul emis de un motor cu reacție are multe surse. Acestea includ, în cazul motoarelor cu turbină cu gaz, ventilatorul, compresorul, arzătorul, turbina și jetul de propulsie.

jetul de propulsie produce zgomot de jet care este cauzat de acțiunea violentă de amestecare a jetului de mare viteză cu aerul înconjurător. În cazul subsonic, zgomotul este produs de vârtejuri, iar în cazul supersonic de undele Mach. Puterea sunetului radiată de la un jet variază în funcție de viteza jetului ridicată la a opta putere pentru viteze de până la 2.000 ft/sec și variază în funcție de viteza cubată de peste 2.000 ft/sec. astfel, jeturile de evacuare cu viteză mai mică emise de motoare, cum ar fi turbofanele cu by-pass ridicat, sunt cele mai silențioase, în timp ce cele mai rapide jeturi, cum ar fi rachetele, turboreactoarele și ramjeturile, sunt cele mai puternice. Pentru aeronavele cu jet comercial, zgomotul jetului s-a redus de la turboreactor prin motoare de by-pass la turbofane ca urmare a unei reduceri progresive a vitezei de propulsie a jetului. De exemplu, JT8D, un motor bypass, are o viteză a jetului de 1450 ft/sec, în timp ce JT9D, un turbofan, are viteze ale jetului de 885 ft/sec (rece) și 1190 ft/sec (fierbinte).

apariția turboventilatorului a înlocuit zgomotul foarte distinctiv al jetului cu un alt sunet cunoscut sub numele de zgomot „buzz saw”. Originea este undele de șoc originare de la lamele ventilatorului supersonic la împingerea la decolare.

CoolingEdit

transferul adecvat de căldură departe de părțile de lucru ale motorului cu reacție este esențial pentru menținerea rezistenței materialelor motorului și asigurarea unei durate lungi de viață a motorului.

după 2016, cercetările sunt în curs de desfășurare în dezvoltarea tehnicilor de răcire a transpirației la componentele motorului cu reacție.