El principio de la propulsión a reacción, también llamada propulsión a chorro, es muy conocido y muy sencillo. El motor a reacción o el motor cohete hacen que el avión o el misil se muevan hacia delante aprovechando la cantidad movimiento desarrollada por la eyección de una masa de aire o materias gaseosas por la tobera posterior del motor.
El culatazo de un rifle y el empuje reactivo hacia atrás de una manguera de agua a presión son dos ejemplos típicos de este principio. En 1690 Sir Isaac Newton explico el fundamento de la propulsión a chorro cuando enuncio su tercera ley “Toda acción produce una reacción”, igual en magnitud y dirección, pero en sentido opuesto”. Así pues la reacción al cambio de cantidad de movimiento de los gases que salen por la tobera posterior del motor de reacción crea la fuerza de empuje que propulsa la aeronave.
De la ley de Newton se desprende que la fuerza de empuje no es debido a que los gases que salen empujen contra el aire de atrás, sino a la reacción al cambio de la cantidad de movimiento de los gases que salen. Este hecho demuestra por los motores cohete, que producen un empuje total en el espacio exterior, mas allá de la atmósfera normal (Contrariamente a los motores de reacción que consumen aire, los cohetes llevan consigo su propia dotación de oxidantes para no depender tanto del oxigeno).
Tipos de Motores
Todos los motores que emplean el principio de la propulsión por reacción son motores de reacción. No obstante, en la terminología habitual se denomina motores cohete a los motores de reacción que llevan su propio oxigeno, normalmente en forma de agentes oxidantes. Los motores que consumen aire, lo calientan quemando combustible y lo expelen por la tobera posterior son denominados corrientemente motores a reacción o mas comúnmente, reactores.
Medida de Potencia
El empuje de un reactor se mide en libras o kg de fuerza, como la fuerza de empuje de una hélice.
La magnitud de la fuerza teórica de empuje esta determinada por la masa del flujo de aire o de sustancia gaseosas multiplicadas por la velocidad a la cual salen de la tobera. Esto se expresa mediante la siguiente ecuación.

A causa de las ecuaciones aerodinámicas exigen que el empuje se mida en unidades fuerza para poder compararlo con la resistencia aerodinámicas o con la fuerza de aceleración, no mide la potencia de un reactor. Aunque relativamente carece de significado, la “Potencia” de un reactor se puede calcular en función del empuje y de la velocidad del avión. Para calcular en H.P. se emplea la siguiente relación, siempre que el empuje se mida en libras y la velocidad del avión (TAS) en pies/seg.

HP=empuje x TAS x 1467 / 550
Esto significa que cuando la velocidad del avión es de 550 pies/seg o de 375 mph, el empuje y la potencia del reactor son iguales. A velocidades inferiores a este valor la “Potencia” del reactor es inferior al empuje expresado en libras.
En caso de los motores turbohélice, en que se utilizan tanto la fracción del hélice como empuje del reactor, a veces es conveniente convertir el empuje del reactor a potencia en H.P. Añadiendo este valor al potencia nominal en H.P. se obtiene la capacidad total disponible de propulsión del motor, que puede ser expresada como “Potencia equivalente en H.P en el eje (ehsp). Suponiendo que el rendimiento propulsivo de la hélice sea el 80 % se tiene la equivalencia

eshp= empuje de reactor x TTAS x 1467 / 550 x 0,80 + potencia al eje

El rendimiento que se obtiene de un sistema de propulsión empleado para propulsar el avión o misil se denomina “rendimiento propulsivo”. Se necesita un conocimiento completo y una investigación del rendimiento propulsivo para conseguir un diseño satisfactorio, cuando se compara un sistema de propulsión con otro. Esto es especialmente cierto cuando se compara la propulsión por hélice y la propulsión por reacción.
El rendimiento propulsivo se puede expresar mediante la ecuación

Va= Velocidad del avion

Vj= Velocidad del chorro de gases del vieno de la helice.

Naturalmente ambas velocidades han de expresar en las misma unidades m/seg, pies/seg, o km/h.

En el caso de los aviones propulsados por hélices, el rendimiento propulsivo se aproxima mucho al rendimiento de la hélice, porque la hélice mueve una gran masa de aire a velocidades relativamente bajas. Durante el vuelo de crucero el aire detrás de la hélice se mueve aproximadamente a la misma velocidad del avión Va y Vj son aproximadamente iguales. En contraste, los gases de propulsión que salen por la tobera del reactor puro van a una velocidad extremadamente alta y su gasto o flujo de masa es relativamente pequeño.
En el análisis del rendimiento propulsivo hay que considerar la operación a gran altitud. Debido a los efectos de compresibilidad en el perfil de la hélice, el rendimiento de la hélice disminuye al aumentar la velocidad y la altitud. Este factor limita las hélices subsonicas a una velocidad máxima de 500 mph y a una altitud de 40000 a 45000 pies.
Como el empuje de un reactor se consigue a grandes velocidades de este, cuando mayor es la velocidad del avión, mayor es el rendimiento propulsivo. Los motores turborreactores actuales están limitados a una velocidad aproximada de 2000 mph y una altitud de 90000 pies. Los motores turbofan resultan un buen compromiso entre los motores a hélice y los turborreactores. Logran un mayor rendimiento propulsivo para el despegue y lo mantiene a velocidades y altitudes que son muy superiores a las que se pueden alcanzar con las hélices. El estatorreactor, para poder operar eficientemente, esta limitado a 1500 mph al nivel del mar y a 3000 mph a 100000 pies de altitud. Como motor cohete lleva su propio oxigeno, sus prestaciones a gran velocidad no están limitadas por consideraciones atmosféricas, no obstante, su alta velocidad su eyección de gases ocasiona bajos rendimientos propulsados a bajas velocidades.

Motor Gnome de siete cilindros con partes de la hélice montada. El combustible y el aire entran al cigüeñal central del motor a través del cigüeñal central del motor a través del cigüeñal hueco y pasa a los cilindros a través de estrechas entradas cuando los pistones están en la parte baja de su recorrido. A medida que el motor rota, la leva central empuja a cada pistón hacia arriba, comprimiendo la mezcla de combustible-aire. Luego una bujía la explosiona y la explosión obliga al pistón a bajar, lo que provoca mas rotación todavía.
El motor rotatorio Gnome, diseñado en 1909 por dos hermanos franceses. Laurent y Louis Seguin, fue uno de los primeros grandes avances de la aviación.
El Gnome se refrigeraba a si mismo girando sus cilindros en el aire a 1000 rpm. El motor se revolucionaba alrededor de un cigüeñal fijo, moviendo de este modo la hélice, que estaba sujeta al bloque del motor. Los primeros Gnome generaban 50 caballos de potencia, bastante mas que las plantas motrices de la competencia y su acción rotatoria producía una vibración bastante menos perjudicial.
A pesar de su potencia y fiabilidad, el Gnome tenia inconvenientes. Como al reducir su rotación se reduciría la refrigeración, no permitía cambios en la admisión de gases,cuando quería reducir la velocidad, el piloto tenia que apagar el motor.
La masa revolucionada del motor creaba un fuerte par que requería habilidades especiales del aviador. Y los cilindros rotatorios expulsaban su fluido de lubricación aceite de recino en un constante vapor que el viento arrojaba sobre el piloto. Los pilotos aprendieron, muy a pesar, que la circulación continuada de vapor de aceite de ricino tenia el mismo efecto que tomar una dosis con fines mediciones.
Pioneros de la era de los turborreactores

El motor Heinkel S-3B, creado por Hans von Ohain y W.1 del Gloster, diseñado por Frank Whittle, establecieron la formula para la potencia por reacción, el aire que entra en el motor se utiliza para quemar el combustible en la cámaras de combustión, y los gases de expulsión se utilizan para generar el empuje.
En el S-3B, el aire que entraba se aceleraba mediante un compresor bietapico, luego se dirigía médiante conductos hacia las varillas de pulverización que inyectaban el combustible. Después de que la mezcla se prendiese mediante una bujía de encendido (no visible), los gases calientes resultantes pasaban a gran velocidad por el estator, palas fijas que dirigían los gases fuera de la única cámara de combustión con forma de anillo. Los gases entonces movían una turbina que impulsaba el compresor, montado en mismo eje.

El aire entraba al W.1 a través de conductos en la cubierta frontal del motor. Después de que el compresor lo acelérese, fluía a través de guías de aire hacia las tuberías de alimentación de las 10 cámaras de combustión del motor.
Cambiando de dirección cuando entraba a toda prisa en las cámaras de combustión por la parte trasera, el aire pasaba entre las paletas pulverizadores para cargarse de combustible. Luego la mezcla se prendía mediante las bujías de encendido, como el S-3B. El aire de las tuberías que se proyectaba a las cámaras de combustión revolvía la mezcla para asegurar la combustión total del combustible antes de que los gases fueran conducidos al estator y al turbina del motor.

Los aviones que revolucionaron el transporte aereo en la decada de 1950 fueron el resultado de grupos de motores que prescindian de los machacones pistones y los intermitentes explosiones contenidas del motor convencional, que utilizaban en su lugar turbinas giratorias y una ignicion uniforme de combustible.Sin voluminosos bloques de motor y sin pistones, valvulas o varillas que limitasen sus rpm, los nuevos motores generaban bastante mas potencia con bastante menos peso que los motores de pistones. Pero necesitaban desmesuradas cantidades de combustible para generar es energia.El turbo reactor, el primero de los tres motores basicos en evolucionar, es el mas rapido y el mas sediento, solo se puede utilizar efeicazmente a elevadas alturas, donde el aire enrarecido disminuye la utilizacion de combustible y la resistencia al avance. Los otros dos, la turbohelice y el turboventilador, son adaptaciones del turreactor que funcionan con mayor eficacia a baja altura y a velocidades moderadas.
Los tres tipos de motores esencialmente el mismo nucleo, en el frente, unos ventiladores giratorios llamados compresores absorben el aire y lo introducen a gran presion a la camara de combustion y se prende. Los gases en expansión salen por la parte trasera de la camara de combustion a una velocidad tremenda llegando a una estrecha tobera de salida a reaccion que genera el movimiento hacia adelante. No obstante, antes de que el gas de escape deje el motor, pasa por uno o mas discos con paletas que se llaman turbinas y que giran por efecto de los gases que se mueven con rapidez. Estas turbinas a su vez, impulsan a los
compresores. En los motores de turbohelice y de turboventilacion, las turbinas adicionales hacen girar una helice o un ventilador que esta en el frente y que genera la mayor parde del empuje del motor.

Es esencialmente un tubo que quema flujo constante de aire comprimido y combustible, expulsando el gas de escape por detrás para mover el avión hacia adelante. Una turbina que gira por efecto de los gases de escape impulsa a los compresores mediante un eje rotatorio que se encuentra en el medio del motor.

Utiliza turbinas adicionales para conseguir que los gases de escape hagan girar una hélice que genera el impulso. La elevada velocidad de rotación de las turbinas y de su eje se debe reducir para que la hélice gire a una velocidad apropiada para su uso

Funciona como la hélice de una turbohélice pero también ayuda a comprimir el aire que pasa por el motor. No obstante, la mayor parte del impulso proviene del aire que no pasa por el núcleo. Este aire frío se mueve relativamente despacio, canalizado por el
ventilador mientras gira, forma una envuelta circundante para el gas de escape del núcleo, ruidoso y que se mueve con rapidez y reduce el ruido del motor.

El principio de funcionamiento del motor turborreactor es muy sencillo, hay 5 partes basicas.Conducto de entrada de aire, compresor,camara de combustion,turbina y tobera de salida. La entrada de aire suele estar integrada en la celula del avion y trasforma la presion del aire de impacto en presion estatica. El compresor admite grandes cantidades de aire, lo comprime a gran presion y lo envia a la camara de combustion. Aquí se divide la corriente de aire en dos. Una pasa a traves de la zona de combustion, donde, donde se mezcla con el combustible purverizado y arde a muy altas temperaturas, de unos 4000 F (2200 C).La otra parte de la corriente de aire se emplea para enfriar las camaras de combustion y se mezcla entonces con los productos de la combustion para obtener una masa de gases a temperaturas entre 1600 F y 2400 F (870 C a 1315 C).Posteriormente, los gases calientes pasan a traves de la turbina, donde parte de su energia se emplea para hacer girar la turbina, que a su vez mueve el compresor y diversos accesorios. Entonces los gases pasan al exterior a traves del tobera de salida (donde se puede inyectar combustible adicional para realizar poscombustion y aumentar el empuje) y de la garganta de salida (nozzle), que incrementa la cantidad de movimiento de los gases expandiendolos y acelerandolos a altas velocidades de salida. El cambio de la cantidad de movimiento de los gases desde la entrada hasta la boquilla de salida de tobera produce la mayor parte del empuje que impulsa el avion. El combustible agrega al flujo una pequeña masa de gases y se puede incorporar agua o mezcla de alcohol-agua para añadir flujo y obetener un empuje adicional para el despegue.
Para intriducir empuje es muy importante la eficiencia de funcionamiento de los partes basicas del turborreactor, especialmente la turbina y el compresor. Como la turbina consume unos 2/3 de la energia de los gases calientes producidos, para mover el compresor y de la turbina. Los primeros modelos fallaban porque los diseños de compresor y de la turbina eran ineficaces, ademas, la calidad de los meteriales de fabricacion eran inferiores a los actuales. Como las leyes de la termodinamica enseñan que la energia que se pueden obtener aumenta con la presion y la temperatura, los diseñadores trantan de desarrollar compresores que produzcan relaciones de compresion mas elevadas y turbinas que soporten temperaturas mas elevadas.
Compresores
Compresor Centrifugo
Se empleo en los primeros reactores reactores , pero rara vez se usa en los diseños modernos, exepto combinandolos con un compresor axial. En el compresor centrifugo el aire penetra en el rodete o impulsor giratorio por la parte central, a traves de los alabes guia. Rotando a gran velocidad el impulsor comprime el aire por accion centrifuga. El aire pasa por el anillo del impulsor a traves de un difusor, que reduce la velocidad y aumenta la presion estatica, y entra a la camara de combustion.Durante el periodo entre 1935 y 1940 el compresor centrifugo era el único tipo suficientemente desarrollado en las siguientes aplicaciones de turborreactores.En la actualidad todavía se encuentra aplicación turbina de gas y en motores cohetes como bombas centrifugas, o sobrealmentadores de motores a combustión interna.Refiriéndose a grupos propulsores de aeronaves, aquellos que poseen entre 500 a 2000 CV o empujes reducidos, se utilizan compresores centrífugos sea, como una sola unidad, con dos unidades formando dos etapas o reforzado con varias etapas axiales.

DESCRIPCION DEL COMPRESOR CENTRIFUGO
3 componentes básicos el rotor (A), el difusor (B) y el colector (C). A su vez, el rotor esta constituido por dos elementos: El impulsor (1) y el Inductor (2).

Compresor Axial
Se usa en casi todos los motores turborreactores, turbofan o turbohelices actuales. La ventaja caracteristicas de este tipo de compresor es su pequeño diametro. Se puede añadir muchos escalones sin incrementar el diametro del motor. Los alabes del compresor son muy similares en su apariencia a los alabes de una turbina. La combinacion de una hilera de alabes rotatarios del rotor y una hilera de alabes fijos del estator constituye un escalon. Los alabes del estator estan situados para desacelerar mientras aumentan la presion estatica y dirigen el flujo de aire con el angulo adecuado al escalon siguiente de alabes del rotor. Conforme pasa el aire por cada escalon, aumentando la presion y la temperatura. El aire sale del ultimo escalon del compresor por un difusor que reduce la velocidad angular y axial y aumenta la presion estatica. Desde el difusor el aire pasa a las camaras de combustion, donde el calor de combustion antes de entrar a la turbina.

El compresor axial esta constituido por dos conjuntos principales denominados rotor y estator.
 Asimismo estos compresores poseen varias etapas y cada una de ellas esta constituida por un subconjunto formado por un disco de alabes móviles (rotor) y una corona de alabes fijos (estator).
El conjunto rotor esta formado por filas de palas montadas sobre un tambor. Este también esta formado por discos generalmente soldados entre ellos.
El estator comprende segmento provisto de alabes fijos soldados sobre un anillo. Como se puede observar en la figura, el rotor esta formado por una pieza (tambor) coaxial con el eje de giro y sobre dicho tambor van situados una serie de alabes, constituyendo de esta manera un plato que gira solidario con el eje, asimismo el estator o difusor esta constituido por una serie de alabes fijos a carcaza del motor.
Los alabes que se utilizan en las diferentes etapas están formados por perfiles aerodinámicos de mayor o menor espesor, según que el movimiento que se desarrolle sobre ellos sea subsonico o supersónico

MOTOR TURBORREACTOR DE FLUJO AXIAL Y DOS EJES.

Este motor emplea dos compresores, cada uno accionados independientemente por su propio juego de ruedas de turbina y a diferentes velocidades. Esto se consigue haciendo girar la transmisión del compresor delantero dentro de el. Las ventajas de esta disposición se basan en la mayor facilidad para arrancar y controlar motores de gran relación de compresión y poder alcanzar velocidades mas elevadas con un menor tamaño del compresor trasero. El resultado de estos diseños ha sido aumentar las prestaciones del motor. Algunos diseñadores modernos han llegado a emplear tres compresores para permitir una mayor flexibilidad de actuación. Los motores de este tipo se denominan a menudo motores de tres ejes molinetes. En algunos motores modernos de tipo turbofan o turborreactor se emplean compresores de alta presión que llegan a tener 17 escalones en solo rotor. Estos compresores se utiliza la geometría variable (cambio de ángulo de los alabes del estator en varios escalones) para permitir la necesaria flexibilidad de funcionamiento.

CAMARA DE COMBUSTIÓN
Las prestaciones de la cámara de combustión son muy importantes para el funcionamiento satisfactorio del motor. El hecho de que las cámaras deban funcionar adecuadamente con una variada gama de flujo de aire aumenta la complicación del diseño.
Hay tres tipos de cámara, la de compartimentos quemadores individuales, la cánula y la anular. Los primeros turborreactor empleaban cámaras de compartimentos donde la corriente de aire que descarga el compresor se reparte entre un gran numero de cámaras individuales que son como latas de conservas conos paredes perforadas.
La cámaras de diseño cánula llevan un canal de flujo de diseño anular dentro del cual hay cámaras quemadoras individuales, del tipo de lata como las anteriores , que se emplean para controlar la combustión primaria del aire y combustible. La mayoría de los turborreactores modernos y de los turbofan emplean cámaras de combustión anulares, que tienen un canal anular de flujo con una camisa metálica alrededor en la que hay varias boquillas de inyección de combustible estratégicamente distribuidas.Estos dispositivos de combustión rodean al motor para proporcionar un reparto uniforme del flujo de gases a la turbina. La combustión tiene lugar dentro de la camisa, que esta perforada para permitir la entrada del aire utilizado para la combustión. El flujo de aire restante, llamado aire de licuacion, pasa entre el forro por su parte posterior. En la parte trasera de la cámara de combustión se mezclan las dos corrientes de aire para controlar la temperatura de entrada de la turbina. El combustible se inyecta en la parte anterior del forro y esta regulado para el arranque y la marcha normal. Normalmente se instalan bujías de encendido para iniciar la combustión en dos sitios opuestos, cuando hay cámaras separadas, están todas conectadas mediante tubos para la propagación de la llama. Cuando la combustión esta estabilizada, las bujías dejan de actuar. Por este motivo, una interrupción del flujo de combustible posterior al arranque puede causar una extinción de la combustión en los motores, obligando a un arranque en el aire.
RODETES DE TURBINA
Es posible que una de las realizaciones mas importantes para el progreso de los turborreactores sea el desarrollo de aleaciones que puedan soportar las temperaturas y fatigas propias de los rodetes de turbinas. No solo exige a los rodetes de turbina que soporten los esfuerzos debidos a las cargas axiales y centrifugas, sino que además deben hacerlo en contacto con gases a temperaturas de 1600 F a 2400 F (870 C a 1315 C).
El rodete de la turbina se compone de un cierto numero de alabes o paletas. Los alabes, que suministran la fuerza giratoria, son piezas individuales que se insertan en ranuras que se sujetan con chavetas al pesado anillo o corona del rodete. La fuerza giratoria del rodete se transmite al compresor mediante un eje adecuadamente soportado por cojinetes de bolas o de rodillos. La capacidad del rodete de turbina para soportar las altas temperaturas de los gases se aumentan mediante una corriente de aire frío sangrado del compresor.
Los alabes guías de entrada en la turbina suelen estar huecos para que puedan pasar por su interior una parte del aire de refrigeración. Los nuevos motores de elevadas características tienen también alabes huecos y refrigerados en la turbina. Actualmente se están desarrollando turbinas de geometría variable que se emplean diafragmas ajustables en las boquillas para mejorar las prestaciones de la turbina en una amplia gama de condiciones de funcionamiento.
Esto influirá también en el diseño de las entradas de aire en los aviones, ya que varia la cantidad de aire que fluye a través del motor.
Los compresores grandes pueden necesitar mas de un rodete para mover el compresor.Los motores de compresores partidos o de dos ejes necesitaran también mas de un rodete de turbina.Si se requiere mas de un rodete de turbina, se coloca entre cada escalón de la turbina una hilera de alabes guías estacionarios, que a menudo se denominan diafragma de la turbina que van fijos a la carcasa del motor.
CONOS DE SALIDA
El cono de salida y el cono de salida,situados detrás del rodete de turbina, tienen un papel muy importante en las prestaciones del motor. Controlando, el tamaño relativo de los conos en cada posición de dicha  parte móvil posterior, se establece un arrea de paso predeterminada para los gases de escape.
TOBERA Y GARGANTA DE LA TOBERA
La tobera de salida esta unida al extremo del cono posterior. En realidad ,de la tobera es solo la garganta, boquilla o adelgazamiento posterior, pero se suele denominar tobera a todo el conducto. Las toberas son de longitud muy variable, dependiendo de la instalación. Cuando los motores van instalados en barquillas montadas en mástiles debajo de los planos, puede ser suficiente un conducto de salida muy corto. Los motores situados en el fuselaje o en la raíz del ala pueden necesitar toberas de gran longitud. Los motores que emplean dispositivos de postcombustion, llamados postquemadores, necesitan toberas especiales.
SUPRESION DEL RUIDO
Tanto el conducto de entrada de aire al motor como la tobera de salida son fuentes de ruido. El componente de alta frecuencia del sonido irradiado por la entrada de aire, que es generado por el compresor (y por el ventilador en los motores turbofan), pueden ser atenuado. La reducción se puede conseguir empleando revestimientos superiores del ruido en los conductos de entrada, disminuyendo la velocidad de las puntas de los alabes del compresor y/o ventilador, o aplicando las técnicas modernas de diseño al perfil de los alabes.
INVERSION DE EMPUJE
La inversión del empuje para ayudar a la frenada de las ruedas en la carrera de aterrizaje se consigue deteniendo el flujo posterior del motor y dirigiéndolo en parte hacia adelante en la dirección del movimiento del avión. Casi todos los grandes aviones de transporte comerciales disponen de este dispositivo.
Para evitar que los gases calientes entren al conducto de entrada de aire del mismo motor o de los adyacentes, el inversor de empuje dirige el chorro hacia afuera con un ángulo adecuado desde la góndola. Debido a este ángulo y a las perdidas durante el giro de los gases, el empuje disponible en la dirección de reversa es del 40% del empuje hacia delante del mismo motor con las misma rpm.
Existen 2 tipos de inversores de empuje en uso general. En un tipo los gases primarios de escape y el aire del turboventilador se dirigen hacia delante por medio de aletas giratorias.
El otro sistema es del tipo de rodela, que hace oscilar una parte del capo hacia atrás y hacia afuera para dirigir los gases hacia adelante. Este sistema se utiliza instalaciones de motor donde el aire del ventilador y el aire primario se mezclan en el interior del motor o en la tobera.

INVERSOR DE EMPUJE

ACCESORIOS
Los accesorios para el funcionamiento del motor son, bombas de combustible, bobinas de ignición, transformadores que accionamiento del motor, generadores eléctricos.
SISTEMA DE LUBRICACION
En los turborreactor se necesita un sistema de lubricación sencillo, pocas parte móviles. El aceite que circula proporciona la lubricación de los rodamientos del eje y de las cajas de accesorios, además de servir para refrigerar los rodamientos. Se necesitan una presión bastante baja para hacer que penetre el aceite en los rodamientos y en los engranajes. Después de pasar por los rodamientos y engranajes, el aceite se recupera por la gravedad y unas bombas de recuperación lo envían de nuevo al deposito.
SISTEMA DE COMBUSTIBLE
El sistema de combustible (en realidad es solo el sistema de suministro de combustible al motor desde los depósitos).Desde  los depósitos de combustible se envía este a una bomba accionada por el motor donde se eleva la presión a varios centenares de psi (libras por pulgada cuadrada equivalentes a 0,0703 kg/cm cuadrado) para asegurar su adecuada pulverización en los inyectores.
Durante el arranque a bajas rpm una válvula de muelle (llamada divisor de flujo) dirige el combustible al colector pequeño hasta que las rpm y la presión de combustible sobrepasen unos valores determinados. Durante este periodo se suministra combustible por el colector pequeño al orificio pequeño de la boquilla para asegurar su pulverización adecuada a la bja presión y bajo flujo del combustible.Al aumentar la presión y la demanda de combustible entre el colector grande y sea pulverizado a través del orificio grande de la boquilla.
Algunos motores tienen distintas maneras de sistema de pulverización del combustible.
Prestaciones
La magnitud del empuje de los motores turborreactores y turbuan esta determinada por la masa de los gases que fluye a través del motor y por la velocidad del masa que sale de la tobera.
EMPUJE
Esta ecuación representa el empuje cuando el reactor y el avión están quietos.
Cuando el avión y el motor están en movimiento, el aire entra por presión dinámica al compresor del moto, lo cual tiende a retardar el movimiento hacia adelante. Esta fuerza retardatriz se llama resistencia aerodimanica debido a la presión dinámica y su magnitud esta determinada por la masa de aire que pasa e través del motor y la velocidad del avión.

RESISTENCIA-EMPUJE NETE-RENDIMIENTO

El empuje neto es igual al producto de la masa del flujo por el cambio de velocidad dentro del motor. En realidad, la masa del flujo de gases de la tobera se ve incrementada por la cantidad de combustible que se añade en la combustión.
FLUJO DE AIRE
Los factores que determinan el flujo de aire en el compresor afectaran también al empuje producido. En los motores turbofan el estudio se realiza sobre el flujo total de aire (ventilador y compresor). El flujo de aire del compresor esta determinado por el tamaño del compresor ( y del ventilador en un turbofan), las revoluciones del compresor, velocidad del avión el aire y densidad del aire. El flujo de aire del compresor varia en función de las rpm.
FLUJO D DE AIRE (EMPUJE EN FUNCION DE LAS RPM)
Relacion entre las rpm, el flujo del compresor y el empuje. El flujo de aire del compresor aumenta también con la velocidad porque la presión dinámica introduce mas aire por la entrada del compresor. Esto aumenta el empuje total del motor, pero también aumenta la resistencia aerodinámica debida a la presión dinámica.

Aumento de empuje
Este termino se aplica a los métodos empleados para aumentar el empuje del motor durante el despegue. Se suele utilizar dos métodos, en los aviones de caza y lo transporte supersónico se emplea la postcombustion.Como su nombre  indica, este sistema consiste en añadir combustible a los gases calientes en la torea despues de que ya han pasado por el rodete de la turbina.
Otro metodo para obtener el aumento del empuje es la inyección de agua, que puede llegar a producir un aumento de empuje de 25 %.
Para obtener el aumento de empuje por inyección de agua, se inyecta el agua en el compresor o se envía a presión a las cámaras de combustión mediante unas boquillas especiales, a veces se emplean ambos métodos conjuntamente. Cuando se introduce el agua en el compresor, se evapora enfriando el aire y permitiendo al compresor mas flujo de masa de aire a las máximas rpm

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