Osnovna naloga izpušnega sistema je umiriti in stabilizirati tok produktov zgorevanja, ko zapustijo turbino, ter jim ob izstopu iz izpušnega sistema povečati hitrost. Izpušni sistem obenem preprečuje prenos toplote na ostale dele letala in z vgrajeno zvočno izolacijo zmanjšuje hrup motorja.

Izpušni sistem ima v osnovi dve obliki prečnega prereza; konvergentno in konvergentno-divergentno. Ko je razmerje tlakov plinov ob vstopu in izstopu iz izpušnega sistema tako, da je hitrost izstopajočih plinov manjša od lokalne zvočne hitrosti, je izpušni sistem oblikovan tako, da ustvarja konvergentni izstopni kanal. V nasprotnem primeru - kadar je torej razmerje tlakov tako, da omogoča hitrosti izstopnih plinov, višje od zvočne - je izpušna cev konvergentno-divergentne oblike. Plini dosežejo zvočno hitrost v grlu, kjer je kanal najožji, od tam naprej pa jim hitrost narašča. Da bi bil izkoristek v vseh režimih delovanja motorja čim višji, imajo izpušne šobe spremenljiv čelni presek.

Superkrmarljiva letala imajo spremenljivo obliko izpušne šobe, kar jim omogoča izvajanje neverjetnih letalskih figur in takorekoč premagovanje osnovnih zakonov fizike. Ameriško - Nemški X-31 je bil demonstrator te tehnologije. Danes je ta sistem zelo uspešno uporabljen na ruskem večnamenskem lovcu MiG-29 OVT.

Izpušni sistem je zgrajen iz na temperaturo odpornih materialov (nikelj, titan), saj temperature plinov v njem dosežejo do 850°C, ob uporabi sistema za dodatno zgorevanje pa tja do 1500°C. Izpušna komora je običajno dvostenska; v vmesnem prostoru teče hladnejši zrak, ki ohlaja notranjo steno komore.

Zgorevalna komora je prostor, kjer se gorivo in stisnjeni zrak zmešata in zgorita. Proces poteka kontinuirano, pri tem pa se iz kemične energije, ki je shranjena v gorivu, pridobiva kinetična energija. Nadzorovana eksplozija zmesi goriva in zraka zagotavlja vso potrebno energijo za pogon kompresorja, pomožnih pogonskih enot ter potisk letala. Pri turboreakcijskih in turboventilatorskih motorjih se približno 75 % sproščene energije porabi za pogon kompresorja in pomožnih pogonskih enot, ostalo pa za potisk letala (curek zraka). Pri turbovijačnih in turbogrednih motorjih pa se večina pridobljene energije porabi za pogon kompresorja in pomožnih pogonskih enot. Hitrost izpušnih plinov bistveno ne vpliva na potisk letala.

Zgorevalna komora je zgrajena tako, da omogoča čim boljše mešanje zraka in goriva ter s tem čim boljše zgorevanje (čim nižje emisije). Kerozin najbolj učinkovito zgoreva pri razmerju 15:1 v korist zraka. Celotno razmerje zrak/gorivo v motorju pa je med 150-200:1. To pomeni, da je presežek zraka večji od 10. In ta presežek se porabi za različne namene (hlajenje, dodatno zgorevanje …).

Zgorevalna komora je razdeljena na primarni in sekundarni del. Še preden se komprimiran zrak vodi v zgorevalno komoro, se razdeli na dva dela. Primarni del zraka (približno 15-20 %) se vodi v neposredno bližino gorivnih šob, kjer se zavrtinči in zmeša z gorivom ter zgori. Sekundarni tok zraka se ponovno razdeli na dva dela. Do 10 % se porabi za dokončanje zgorevalnega procesa, ostali zrak pa za hlajenje ohišja zgorevalne komore ter nenazadnje za hlajenje produktov zgorevanja, ki morajo - preden dosežejo turbinske lopatice - izgubiti nekaj temperature. Kaj lahko bi se namreč zgodilo, da bi bila temperatura po zgorevanju previsoka, s tem pa bi lahko prevroči plini deformirali turbinske lopatice. V najslabšem primeru bi to lahko privedlo do poškodbe turbinskega dela motorja in končno fizične poškodbe motorja. Zgorevalna komora mora zagotavljati kontinuiran, stabilen in temperaturno enakomeren masni pretok plinov na turbinski del motorja.

Ločimo več vrst zgorevalnih komor. V zgodnje turbinske motorje so vgrajevali sodčkaste zgorevalne komore, ki so bile razporejene po obodu jedra motorja. Vsaka zase je bila samostojna, skupaj pa so predstavljale celoto. Na zadnjem delu komor je oblikovan poseben prostor, ki naprej zagotavlja enakomeren dotok plinov na turbinske lopatice. Kasneje so razvili komore obročaste oblike, ki so danes najbolj razširjene. Dva obroča drug v drugem sta postavljena okrog jedra motorja. Zgorevanje se dogaja v vmesnem prostoru, tudi tu pa so produkti zgorevanja vodeni na turbinski del. Sčasoma se je pojavila kombinacija obeh komor ter komora z nasprotnim tokom zraka. Slednje delujejo na povsem enakem načelu kot prej opisane, le da je tok zraka v komoro speljan po posebnem sistemu cevi. Zgorevalna komora je v tem primeru postavljena okrog turbine v nasprotni smeri letenja. Zrak iz kompresorja mora, preden pride do turbine, dvakrat spremeniti smer za 180°, enkrat pred komoro in enkrat za njo. Takšni motorji (npr. JT-15, PT6, Garrett TPE311) so precej krajši in lažji, njihov izkoristek pa je zaradi trenja ob spremembi smeri toka zraka manjši.

Zgorevalne komore so zgrajene iz materialov, ki dobro prenašajo visoke temperature in so nekorozivni. Materiali morajo vzdržati velike vibracije, ki jih povzroča motor. Zgorevalne komore gradijo iz nikljevih zlitin, v prihodnje pa jih bodo najverjetneje nadomestili keramični kompozitni materiali.

Pomemben del zgorevalne komore je tudi sistem za vžig.

Ločimo centrifugalne in aksialne kompresorje. Oboji so konstruirani tako, da stiskajo zrak. Zraku se med kompresijo zmanjšuje volumen in povečuje temperatura. Pri izstopu iz kompresorja ima zrak torej povečano notranjo energijo.

Tako centrifugalne kot aksialne kompresorje je zaradi velikih mas, ki se vrtijo z visokimi vrtilnimi frekvencami, pred zagonom motorja treba uravnotežiti. Vsaka ekscentričnost kompresorja bi lahko povzročila fizične poškodbe celotnega motorja.

Centrifugalni kompresor

Centrifugalni kompresor je sestavljen iz treh glavnih delov: rotorskega diska (impelerja), na katerem so kompresorske lopatice, statorskega dela (difuzorja), ki je hkrati tudi zunanji del kompresorja, ter razdelilnika, prek katerega stisnjeni zrak preide v zgorevalno komoro.



Impeler in difuzor skupaj predstavljata kompresorsko stopnjo. Motor ima lahko vgrajenih več zaporednih centrifugalnih kompresorskih stopenj. Danes se najbolj množično uporabljajo enostopenjski in dvojni enostopenjski kompresorji v različnih kombinacijah. Centrifugalni kompresor deluje tako, da zrak, ki vstopa v kompresor blizu središča vrtenja kompresorja, pospešuje proti njegovi zunanjosti. Zaradi velike vrtilne frekvence in oblike rotorskih lopatic zrak pridobi veliko hitrost. Difuzor, ki ta zrak ustavlja, poskrbi, da se njegova hitrost zmanjša, hkrati pa mu poveča statični tlak. Centrifugalni kompresorji lahko z eno stopnjo dosežejo kompresijsko razmerje do 5:1, z uporabo sodobnih materialov, ki omogočajo večje vrtilne frekvence (večja centrifugalna obremenitev lopatic), pa to razmerje doseže tudi večje vrednosti.

Aksialni kompresor

V aksialnem kompresorju teče zrak v aksialni smeri skozi serijo rotorskih in statorskih lopatic. Par rotorskih in statorskih lopatic imenujemo kompresorska stopnja. Več kompresorskih stopenj predstavlja serijo. Reakcijski motorji imajo eno ali več vreten, ki so med seboj ločena. V tem primeru govorimo o eno-, dvo- ali trivretenskih turbinskih motorjih (single, dual oziroma three spool turbojet).

Več vreten omogoča boljši izkoristek kompresorja. Hitrost komprimiranega zraka se namreč v aksialni smeri rahlo zmanjšuje, to pa lahko privede do dušenja kompresorja in nenazadnje do fizičnih poškodb. To bi se lahko zgodilo, kadar motor obratuje pri nižjih obremenitvah, kot so tiste, za katere je bil skonstruiran. Temu se izognemo z dvo- ali trivretenskim turbinskim motorjem. Vrtilna frekvenca posameznih kompresorskih serij je različna in zrak zato lahko nedušeno prehaja naprej. V trivretenskem turbinskem motorju se hitrost visokotlačne turbine (N3) krmili z dotokom goriva. Ostali dve turbini (N1 in N2) se vrtita s trenutnima najboljšima hitrostma. Težave z dušenjem kompresorja se lahko rešujejo tudi s spremenljivim kotom statorskih lopatic ter z izpustnim ventilom, ki odvečnemu zraku omogoča pretok v atmosfero.

Prečni prerez aksialnega kompresorja pokaže, da se pretočni kanal zmanjšuje v smeri toka zraka. Kompresorske lopatice so zato z vsako kompresorsko stopnjo krajše. Zrak skozi kompresorske serije pridobiva notranjo energijo – zmanjšuje se mu volumen ter povečujeta tlak in temperatura. Prirastek tlaka v kompresorski stopnji je od 10-30 odstotkov. Da bi dosegli razmerje 5:1, ki ga zmore centrifugalni kompresor z eno stopnjo, tako potrebujemo od 5 do 8 aksialnih kompresorskih stopenj. Prav zaradi tega so aksialni kompresorji mnogo daljši in kompleksnejši za izgradnjo. Njihov čelni presek je manjši, kar zmanjšuje upor letala. Hkrati so mnogo občutljivejši na poškodbe, njihovo vzdrževanje pa je mnogo dražje. Njihova prednost je omogočanje visokih tlačnih razmerij, ki dosežejo vrednosti 30:1 in več ter relativno majhen čelni presek.

Kompresorske lopatice se izdelujejo iz materialov, ki prenašajo velike trdnostne, aerodinamične in temperaturne obremenitve, hkrati pa so dovolj lahki. Te lastnosti imajo aluminijeve, magnezijeve, titanove in jeklene zlitine. V nekaterih primerih se uporabljajo tudi kompozitni materiali iz steklenih in ogljikovih vlaken, a le v kompresorskih stopnjah, kjer temperatura zraka še ni previsok.

V turbini se produktom zgorevanja med ekspanzijo zmanjšajo tlak, temperatura in hitrost. Energija, ki se ob tem sprosti, se uporabi za pogon kompresorja (enega, dveh ali treh), pomožnih pogonskih enot ter za neposreden potisk letala. Turbinski sklop je prek gredi neposredno povezan s kompresorskim delom.

Kadar ima motor več stopenj, sta med seboj povezana nizkotlačna turbina in nizkotlačni kompresor ter visokotlačna turbina in visokotlačni kompresor. Stopnja (kompresor-turbina) se vrti z enako vrtilno frekvenco, medtem ko se različni stopnji vrtita pri različnih vrtilnih frekvencah, zaradi česar se izkoristek motorja poveča. Nizkotlačna turbina lahko ob tem poganja še ventilator, prek reduktorja pa tudi vijak. Turbovijačni in turbogredni motorji so skonstruirani tako, da se velika večina sproščene energije iz zgorevalne komore pretvori v delo na gredi. Produkti zgorevanja odtečejo v atmosfero prek izpušne cevi in nimajo omembe vrednega prispevka k potisku plovila.

Ločimo aksialne in centrifugalne turbine, vendar se slednje v letalskih motorjih uporabljajo bolj poredko. Aksialne turbine se razlikujejo po položaju in obliki statorskih in rotorskih lopatic (turbinska stopnja).

Impulzne in reakcijske turbine

Pri impulznih turbinah so statorske lopatice postavljene tako, da tvorijo konvergentni kanal. Zato se produktom zgorevanja v tem območju hitrost poveča, tlak in temperatura pa padeta. Statorske lopatice usmerjajo zrak na rotorske lopatice pod takim kotom, da je izkoristek najboljši – turbina se v tem primeru vrti najhitreje. Rotorske lopatice so postavljene tako, da je hitrost skoznje konstantna, pri čemer tlak in temperatura padata.

Pri reakcijskih turbinah je hitrost zraka skozi statorski del lopatic konstantna. Rotorske lopatice pa so vgrajene tako, da ustvarijo konvergentni kanal. Učinek na stopnji je samo zamenjan, sicer pa je enak kot pri impulznih turbinah. Dejansko so turbinske lopatice konstruirane tako, da imajo na korenu položaj impulzne turbine, na konicah pa položaj reakcijske turbine. Vmes se oblika interpolacijsko spreminja. Podobno kot pri krilu letala, kjer poznamo geometrijsko in aerodinamično zvitje, imajo tudi lopatice za kar najboljši izkoristek energije dotekajočih plinov po dolžini spremenljivo obliko in vpadni kot.

Ob tem so turbinske lopatice podvržene velikim temperaturnim in mehanskim obremenitvam. Temperaturno odpornost lopatic zvišuje kompresorski zrak, ki je hladnejši, v lopatice pa se vpihuje skozi lopatičino notranjost. Ta zrak izhaja iz lopatic skozi majhne luknjice, ki so izvrtane na njihovem prednjem in zadnjem delu. Tako zrak ustvarja zračni film, ki varuje lopatico pred neposrednim stikom z izredno vročimi produkti zgorevanja. Zaradi visokih temperatur se lopatice vseeno deformirajo, materialu pa se spreminja struktura. Po priporočilih standardov naj bi se turbinske lopatice deformirale največ 0,1 % pri obremenitvi 186 kg/cm2 in temperaturi 1380 °F v 300 urah delovanja motorja.

Centrifugalne obremenitve rotorskih lopatic predstavljajo naslednji velik problem. Lopatica, ki ima v statičnem stanju maso 0,09 kg, ima pri 9980 vrtljajih v minuti in 66 cm daleč od osi vrtenja obodno hitrost 350 m/s. Njena teža postane tedaj kar 33.956-krat večja. Zaradi tega se lopatice elastično in plastično deformirajo.

Vse te deformacije morajo ostati v sprejemljivih okvirih, zato morajo biti turbinske lopatice izdelane iz izjemno kakovostnih materialov. Nikljeve zlitine (REX78, Nimonic80, CMSX-4, RR3000 … ) z dodatki kroma, kobalda, molibdena ter drugih elementov, iz katerih so lopatice narejene, jim izboljšujejo mehansko odpornost. Dodani aluminij pa lopaticam povečuje protikorozijsko odpornost, ki je nujna zaradi korozijske agresivnosti produktov zgorevanja. Nove tehnologije omogočajo izdelavo lopatic iz okrepljene keramike, ki so mnogo bolj odporne na vse prej omenjene obremenitve. Keramično prevleko imajo tudi kovinske lopatice, zaradi česar se jim močno poveča temperaturna odpornost. To pomeni tudi možnost večjih obremenitev motorja ter posledično večjo koristno moč.

Vojaška letala so brez dvoma največ prispevala k hitremu razvoju reakcijskih letalskih motorjev, zlasti h gradnji močnejših in zmogljivejših ter ne navsezadnje zanesljivejših in varčnejših motorjev. Praktično ni proizvajalca, ki svojemu bojnemu letalu ne bi skušal vgraditi najzmogljivejših motorjev. Prav od pogonskega sistema je v dokajšnji meri odvisna tudi kakovost bojnega letala samega, njegova nosilnost, manevrske zmogljivosti in podobno. Proizvajalcev motorjev je praviloma manj kot proizvajalcev bojnih letal, projektiranje in proizvodnja motorjev za bojna letala je namreč zelo drago dejanje in zahteva veliko raziskovalno-razvojno bazo ter precejšnje industrijske potenciale in naposled tudi visoko tehnično-tehnološko raven.

In če naštejemo, kdo je danadanes sposoben izdelati motor za letalo prve bojne črte. V ZDA sta to General Electric in Prat & Whitney, v Veliki Britaniji Rolls-Royce, v Franciji Snecma, potem so tu že mednarodni konzorciji, kot je na primer Eurojet, pa še vrsta ruskih proizvajalcev, ki se je razredčila na Saturn/Ljulka, Aviadvigatel in morda še kakšnega. Več je seveda licenčnih proizvajalcev, ki pa običajno ne morejo izdelati sami vseh komponent, morda je izjema švedski Volvo Flygmotor, pa še slednji je zaradi tradicionalne švedske nevtralnosti v neprimerljivo privilegiranem položaju.

Prvi reakcijski motorji so bili seveda namenjeni vojaškim letalom. Prvi turboreakcijski motorji so imeli velike specifične potiske in tudi porabo goriva. Svoje vrednosti so lahko izkazali šele pri visokih hitrostih in višinah, na majhnih višinah in pri majhnih hitrostih so bila bistveno bolj neracionalna kot propelerska letala. Turboreakcijska letala so imela omejen obseg uporabe, imela so sicer velik specifični potisk in so pospešila na veliko višino, vendar so porabila tudi veliko količino goriva, kar jih je omejevalo v doletu. Bojna letala za globoke prodore v nasprotnikovo zaledje pa so potrebovala dosti ekonomičnejše motorje za dolge polete na majhnih višinah. Najenostavneje so primeren motor za pogon letala dobili tako, da so sešteli maso motorja in maso goriva, potrebnega za izvedbo naloge, ugodnejši seštevek pa je tisti, ki daje skupaj manjši seštevek mas.

Turboreakcijski motorji so bili v ospredju v šestdesetih letih, ko so jih vgrajevali v takratne lovce z velikimi nadzvočnimi hitrostmi. Značilna primerka sta ameriški F-104 starfighter in sovjetski MiG-21. Za primerjavo: Prvi motorji v letu 1945 so imeli nekaj manj kot 2000 kg potiska, dvajset let kasneje pa že petkrat več. Kar je še pomembnejše za uporabo, je dejstvo, da so v tem času toliko izpopolnili motorje, da so ti dosegli za tretjino manjšo specifično porabo goriva. So pa turboreakcijski motorji primernejši za uporabo na velikih višinah, kjer je zrak redkejši.

V šestdesetih letih so motorjem dodali komoro za naknadno - dodatno zgorevanje. Zgoreli plini, ki iztekajo iz turbine motorja, imajo namreč še vedno dovolj kisika za gorenje. To velja še posebej za turboventilatorske motorje, pri katerih doteka zrak po obtočnem kanalu. Izpušni plini imajo seveda veliko hitrost in tlak in če se temu dodata še gorivo in iskra, potem bo energija dodatnega goriva povzročila hitro ekspanzijo in tako tudi hitrost iztekanja plinov. Z dodatnim zgorevanjem se pri mirujočem motorju doseže 1,7-krat večji potisk, pretok goriva pa je tudi do štirikrat večji od normalnega. Večji učinek je dosežen pri večjih nadzvočnih hitrostih, saj je specifična poraba goriva na enoto potiska nekoliko manjša.

Dejstvo pa je, da takšen način dodatnega potiska ni ekonomičen, zato je v prvi vrsti namenjen motorjem v vojaški uporabi, vgrajen dodatni motor pa bi predstavljal obremenilno težo. So pa vgradili motorje z naknadnim zgorevanjem tudi pri civilnem potniškem letalu, edinem nadzvočnem, britansko-francoskem concordu.

V osemdesetih letih so vse manj gradili strogo namenska bojna letala in vse bolj večnamenska, zato so prihajali v ospredje gospodarnejši turboventilatorski motorji. Veljajo pa seveda pri izbiri motorjev določena načela, kajti večina večnamenskih letal opravlja svoje naloge tako na velikih višinah kot nizko in pri tem je dostikrat treba sprejeti kompromisno odločitev in vgraditi motor, ki v seštevku delovanja v vseh režimih daje najboljši rezultat. Naslednje vprašanje je odločitev za število motorjev: pri bojnih letalih, kot so prestrezniki, jurišniki in lovski bombniki gre običajno za izbiro med enim samim ali dvema motorjema. Uspešni sta obe konstrukciji.

Več o letalskih motorjih