Turbojet motor

Den aktuelle version af siden er endnu ikke blevet gennemgået af erfarne bidragydere og kan afvige væsentligt fra den version , der blev gennemgået den 29. januar 2022; checks kræver 3 redigeringer .

En turbojetmotor ( herefter benævnt TRD ) er en gasturbinemotor, hvor brændstoffets kemiske energi omdannes til den kinetiske energi af gasstrålerne, der strømmer fra jetdysen . [1] Det vigtigste anvendelsesområde er luftfart . Det mekaniske grundlag for enhver turbojetmotor er altid en turbolader .

Historie

I 1791 foreslog den engelske opfinder John Barber ideen om en roterende motor med en stempelkompressor, et forbrændingskammer og en gasturbine . I 1909 patenterede den russiske opfinder N. V. Gerasimov et skema for en gasturbinemotor til at skabe jet-thrust (turbojetmotor) [2] [3] [4] . Et patent på brugen af ​​en gasturbine til at drive et fly blev modtaget i 1921 af den franske ingeniør Maxime Guillaume .

Den første prøve af en turbojetmotor blev demonstreret af den engelske ingeniør Frank Whittle den 12. april 1937 og det lille private firma Power Jets han skabte . Det var baseret på det teoretiske arbejde af Alan Griffith .

Den første nyttige anvendelse af en turbojetmotor fandt sted i Tyskland på et Heinkel He 178 -fly med en HeS 3 turbojetmotor . Turbojetmotoren blev udviklet af Hans von Ohain næsten samtidig med Whittle - den første lancering i september 1937 blev fremstillet af Heinkel-Hirth Motorenbau. Piloten Erich Warsitz foretog den første flyvning den 27. august 1939.

Sådan virker det

Kompressoren suger luft ind, komprimerer den og leder den ind i forbrændingskammeret. I den blandes trykluft med brændstof, som antændes. De varme gasser, der dannes som følge af forbrænding, udvider sig, og tvinger turbinen til at rotere , som er placeret på samme aksel som kompressoren. Resten af ​​energien bevæger sig ind i den konvergerende dyse . Som et resultat af den rettede udstrømning af gas fra dysen, virker jettryk på motoren . Når brændstof forbrændes, opvarmes luften, der tjener som arbejdsvæske, til 1500-2000 grader Celsius.

Under flyvningen decelereres luftstrømmen i indløbsanordningen foran kompressoren, hvilket resulterer i, at dens temperatur og tryk stiger. På jorden i indløbet accelererer luften, dens temperatur og tryk falder.

Ved at passere gennem kompressoren komprimeres luften , dens tryk stiger 10-45 gange, og dens temperatur stiger. Kompressorer af gasturbinemotorer er opdelt i aksial og centrifugal. I dag er flertrins aksialkompressorer de mest almindelige i motorer. Centrifugalkompressorer bruges typisk i små kraftværker.

Herefter kommer trykluften ind i forbrændingskammeret, i de såkaldte flammerør, eller i det ringformede forbrændingskammer, som ikke består af individuelle rør, men er et integreret ringformet element. I dag er ringformede forbrændingskamre de mest almindelige. Rørformede forbrændingskamre bruges meget sjældnere, hovedsageligt på militærfly. Luften, der kommer ind i forbrændingskammeret, er opdelt i primær, sekundær og tertiær. Primær luft kommer ind i forbrændingskammeret gennem et specielt vindue foran, i hvis centrum der er en injektormonteringsflange , og er direkte involveret i oxidationen (forbrændingen) af brændstoffet (dannelsen af ​​brændstof-luftblandingen). Sekundær luft kommer ind i forbrændingskammeret gennem huller i flammerørets vægge, afkøler, former flammen og deltager ikke i forbrændingen. Tertiær luft tilføres forbrændingskammeret allerede ved udgangen fra det, for at udligne temperaturfeltet. Når motoren kører, roterer en hvirvel af varm gas altid i den forreste del af flammerøret (på grund af den specielle form af den forreste del af flammerøret), hvilket konstant antænder den dannede luft-brændstofblanding, og brændstoffet ( petroleum , gas), der kommer ind gennem dyserne i dampform, forbrændes.

Gas-luftblandingen udvider sig, og en del af dens energi omdannes i turbinen gennem rotorbladene til den mekaniske energi af rotationen af ​​hovedakslen. Denne energi bruges primært på driften af ​​kompressoren og bruges også til at drive motorenheder (brændstofbooster-pumper, oliepumper osv.) og drive elektriske generatorer , der leverer energi til forskellige on-board-systemer.

Hoveddelen af ​​energien i den ekspanderende gas-luftblanding bruges til at accelerere gasstrømmen i dysen og skabe stråletryk.

Jo højere forbrændingstemperaturen er, jo højere virkningsgrad har motoren. For at forhindre ødelæggelse af motordele bruges varmebestandige legeringer og termiske barrierebelægninger til deres fremstilling . Den bruger også et kølesystem med luft taget fra kompressorens mellemtrin.

Nøglefunktioner

De vigtigste egenskaber ved turbojetmotoren er som følger:

1. fremstød genereret af motoren.
2. Specifikt brændstofforbrug ( masse af brændstof forbrugt pr. tidsenhed for at skabe en enhed for tryk/effekt)
3. Luftforbrug (luftmasse, der passerer gennem hver sektion af motoren pr. tidsenhed)
4. Kompressor totalt trykforhold
5. Temperaturen af ​​gassen ved udgangen af ​​forbrændingskammeret.
6. Vægt og dimensioner.

Graden af ​​stigning i det samlede tryk i kompressoren er en af ​​de vigtigste parametre for turbojetmotoren, da motorens effektive effektivitet afhænger af den . Hvis for de første prøver af turbojetmotorer ( Jumo-004 ) var dette tal 3, så når det for moderne 40 ( General Electric GE90 ).

For at øge kompressorernes gasdynamiske stabilitet er de lavet som to-trins ( NK-22 ) eller tre-trins ( NK-25 ). Hver af kaskaderne arbejder med sin egen rotationshastighed og drives af sin egen turbinekaskade. I dette tilfælde passerer akslen af ​​kompressorens 1. trin (lavtryk), roteret af turbinens sidste (laveste hastighed) trin, inde i den hule aksel af kompressoren i andet trin (højtrykstrin for to -trinsmotor, mellemtrykstrin for en tre-trins). Motortrin omtales også som lav-, mellem- og højtryksrotorer.

Forbrændingskammeret i de fleste turbojetmotorer har en ringformet form, og turbinekompressorakslen passerer inde i kammerringen. Når luften kommer ind i forbrændingskammeret, opdeles luften i 3 strømme.

Primær luft  - kommer ind gennem de forreste huller i forbrændingskammeret, decelereres foran injektorerne og er direkte involveret i dannelsen af ​​brændstof-luftblandingen. Direkte involveret i forbrænding af brændstof. Brændstof-luftblandingen i brændstofforbrændingszonen i vandrammedirektivet er tæt på støkiometrisk i sammensætning .

Sekundær luft  - kommer ind gennem sidehullerne i den midterste del af væggene i forbrændingskammeret og tjener til at afkøle dem ved at skabe en luftstrøm med en meget lavere temperatur end i forbrændingszonen.

Tertiær luft  - kommer ind gennem specielle luftkanaler i udgangsdelen af ​​forbrændingskammerets vægge og tjener til at udligne temperaturfeltet for arbejdsfluidet foran turbinen.

Fra forbrændingskammeret kommer den opvarmede arbejdsvæske ind i turbinen, udvider sig, sætter den i bevægelse og giver den en del af sin energi, og efter at den udvider sig i dysen og strømmer ud af den, hvilket skaber jet-tryk.

Takket være kompressoren kan en turbojetmotor (i modsætning til en ramjetmotor ) "lette" og køre ved lave flyvehastigheder, hvilket er absolut nødvendigt for en flymotor , mens trykket i motorkanalen og luftstrømmen kun leveres af kompressor.

Med en stigning i flyvehastigheden stiger trykket i forbrændingskammeret og strømningshastigheden af ​​arbejdsvæsken på grund af en stigning i trykket af den modkørende luftstrøm, som decelereres i indløbsanordningen (samme som i en ramjet) og går ind i det nederste trin af kompressoren ved et tryk, der er højere end atmosfærisk tryk, ved dette øger motorens fremdrift.

Området af hastigheder, hvor turbojetmotoren er effektiv, flyttes mod lavere værdier sammenlignet med ramjetmotoren . "Turbine-kompressor"-enheden, som gør det muligt at skabe en høj flowhastighed og en høj grad af kompression af arbejdsvæsken i området med lave og mellemstore flyvehastigheder, er en hindring for at øge motorens effektivitet i zonen med høje hastigheder:

• Den temperatur, som turbinen kan modstå, er begrænset, hvilket sætter en grænse for mængden af ​​termisk energi, der tilføres arbejdsfluidet i forbrændingskammeret, og dette fører til et fald i det arbejde, som den producerer under ekspansion.

Forøgelse af den tilladte temperatur af arbejdsvæsken ved turbineindløbet er en af ​​hovedretningerne for at forbedre turbojetmotoren. Hvis for de første turbojetmotorer denne temperatur knap nåede 1000 K, så nærmer den sig i moderne motorer 2000 K. Dette sikres både ved brug af særligt varmebestandige materialer, hvorfra turbineblade og skiver er lavet, og ved at organisere deres køling: luft fra mellemstore kompressortrin (meget koldere end produkterne fra forbrænding af brændstof) føres til turbinen og passerer gennem komplekse kanaler inde i turbinebladene.

• Turbinen absorberer en del af energien fra arbejdsvæsken, før den kommer ind i dysen.

Som følge heraf er den maksimale jetstrømningshastighed for en turbojetmotor mindre end den for en ramjetmotor, som i overensstemmelse med formlen for det reaktive tryk for en jetmotor i designtilstanden, når trykket ved dyseudgangen er lig med det omgivende tryk, [5]

, (en)

hvor  er trykkraften ,  er den anden strømningshastighed af massen af ​​arbejdsvæsken gennem motoren,  er hastigheden af ​​jetudstrømningen (i forhold til motoren),  er flyvehastigheden, begrænser hastighedsområdet, hvormed turbojetflyet motoren er effektiv ovenfra med værdierne M = 2,5 - 3 (M er tallet Mach ). Ved disse og højere lufthastigheder skaber decelerationen af ​​den modkørende luftstrøm en grad af trykstigning, målt i snesevis af enheder, den samme eller endda højere end højtrykskompressorens, og endnu mere kompression bliver uønsket, da luften er opvarmet, og dette begrænser mængden af ​​varme, der kan tilføres det i forbrændingskammeret. Ved høje flyvehastigheder (ved M > 3) bliver turbinekompressorenheden ubrugelig og endda kontraproduktiv, da den kun skaber yderligere modstand i motorkanalen, og under disse forhold bliver ramjetmotorer mere effektive.

Typer af turbojetmotorer

Enkeltkreds turbojetmotor

(også - TRD)

Dette er en turbojetmotor med ét kredsløb – altså med én strømningsvej. [6]
Enkeltkredsede turbojetmotorer har den bedste effektivitet ved hastigheder over 1000 km/t, så deres anvendelsesområde er normalt begrænset til militærfly. [7] En enkeltkreds turbojetmotor kan suppleres med en efterbrænder (TRDF). [otte]

Dobbeltkredsløb turbojetmotor

(også - turbofanmotor)
Dette er en turbojetmotor med interne og eksterne kredsløb, hvor en del af forbrændingsenergien af ​​det brændstof, der tilføres det indre kredsløb, omdannes til mekanisk arbejde for at drive det eksterne kredsløbs kompressor (blæser). [9]

Grundlaget for turbofanmotoren er princippet om at involvere en ekstra luftmasse i skabelsen af ​​tryk, for først og fremmest at øge effektiviteten af ​​turbofanmotoren i en tæt atmosfære. I modsætning til en enkeltkreds turbofanmotor (turbojetmotor med en enkelt strømningsvej), i en turbofanmotor er luften, der kommer ind i motoren gennem et fælles luftindtag, opdelt i to strømme. Den første strøm - strømmen af ​​det indre kredsløb - komprimeres i flere trin af kompressoren, kommer ind i forbrændingskammeret, passerer gennem turbinen og går ud gennem dysen. Den anden strøm - strømmen af ​​det ydre kredsløb - komprimeres også af kompressortrinene, men så ledes den til dysen, uden om forbrændingskammeret. Begge strømme blandes sædvanligvis bag turbinen i det såkaldte " blandingskammer " [10] op til dysen og udgår gennem en enkelt dyse som en fælles jetstrøm. [elleve]

Tilstedeværelsen af ​​to strømningsdele (kredsløb), to (eller flere) aksler, to turbokompressorer, et blandekammer - alt dette fører til en komplikation af turbojetmotoren, en stigning i dens langsgående og tværgående dimensioner samt en stigning i vægt. Men som et resultat øges motorens effektivitet ved subsoniske hastigheder, og støjen, der genereres af jetstrømmen, reduceres. Forøgelsen af ​​effektiviteten opnås ved at reducere forskellen mellem hastigheden af ​​udstrømningen af ​​gasser fra dysen og flyets hastighed ved at øge luftstrømmen uden om det indre kredsløb. Brugen af ​​et andet kredsløb i motorer til militære supersoniske fly tillader afkøling af de varme dele af motoren, hvilket gør det muligt at øge temperaturen på gasserne foran turbinen, hvilket bidrager til en yderligere stigning i fremdriften. [13]

En vigtig parameter for enhver turbofanmotor er bypass -forholdet - forholdet mellem luftmassestrømmen gennem det eksterne kredsløb og strømmen gennem det indre. Denne parameter bestemmes på designstadiet og afhænger i høj grad af formålet med motoren (anvendelse og driftshastigheder). [12]

Motorer med lavt bypass-forhold ( m < 2 ) anvendes til supersoniske fly, motorer med m > 2 til subsoniske passager- og transportfly. I det tilfælde, hvor bypassforholdet er mere end 4 ( m > 4 ), udføres turbofanmotoren uden at blande strømme op til dysen med en kort ydre kontur, da det i sådanne tilfælde skyldes en betydelig forskel i tryk og hastigheder , er det vanskeligt at blande strømme. Samtidig med en stigning i bypass-forholdet øges andelen af ​​strøm, der kræves til at drive kompressor-blæseren. Sådanne turbofanmotorer bliver noget mellem en turbofanmotor og en turboaksel/turboprop gasturbinemotor og skiller sig ud som en separat type - de såkaldte turbofanmotorer .

Turbofanmotorer kan ligesom turbofanmotorer udstyres med justerbare dyser og efterbrændere til supersoniske militærfly. [elleve]

For første gang blev en bypass turbojetmotor foreslået af skaberen af ​​den første brugbare turbojetmotor , Frank Whittle , i begyndelsen af ​​1930'erne. Den sovjetiske videnskabsmand og designer A. M. Lyulka studerede dette princip siden 1937 og indsendte en ansøgning om opfindelsen af ​​en bypass turbojetmotor (forfattercertifikat 22. april 1941). De første modeller af turbojetmotorer med efterbrændere blev skabt hos Rolls-Royce i anden halvdel af 1940'erne, og Conway blev den første produktionsmodel.

Turbofan motor

Nogle gange i den populære litteratur kaldes turbofanmotorer med et højt bypass-forhold (over 2) turbofans. I den engelsksprogede litteratur kaldes denne motor for turbofan med tilføjelsen af ​​specifikationen high bypass (high bypass), forkortet til hbp. Turbofanmotorer med et højt bypass-forhold fremstilles normalt uden blandekammer. På grund af sådanne motorers store indløbsdiameter er deres ydre konturdyse ofte forkortet for at reducere motorvægten.

TRD med thrust vector control (UVT)

 

UVT

Specielle roterende dyser på nogle turbofanmotorer gør det muligt at afbøje strømmen af ​​arbejdsvæsken, der strømmer ud af dysen i forhold til motoraksen. OVT fører til yderligere tab af motorkraft på grund af udførelsen af ​​yderligere arbejde med at dreje strømmen og komplicerer kontrollen af ​​flyet. Men disse mangler kompenseres fuldt ud af en betydelig forøgelse af manøvreevnen og en reduktion i flyets start- og landingsløb op til lodret start og landing. OVT bruges udelukkende i militær luftfart.

Turbojetmotor med efterbrænder

 

efterbrænder

Selvom turbojetmotoren har et overskud af ilt i forbrændingskammeret, kan denne kraftreserve ikke realiseres direkte - ved at øge brændstofforbruget i kammeret - på grund af begrænsningen af ​​temperaturen af ​​arbejdsvæsken, der kommer ind i turbinen. Denne reserve bruges i motorer udstyret med en efterbrænder placeret mellem turbinen og dysen. I efterbrændertilstanden forbrændes en ekstra mængde brændstof i dette kammer, den indre energi af arbejdsvæsken øges før udvidelsen i dysen, som et resultat af, at dens udstrømningshastighed stiger, og motorkraften øges, i nogle tilfælde, med mere end 1,5 gange, hvilket bruges af kampfly, der flyver med høj hastighed. I efterbrænderen anvendes en stabilisator, hvis funktion er at reducere hastigheden bagved til næsten nul-værdier, hvilket sikrer en stabil forbrænding af brændstofblandingen. Med efterbrænder stiger brændstofforbruget betydeligt, turbojetmotorer med efterbrænder er praktisk talt ikke blevet brugt i kommerciel luftfart, med undtagelse af Tu-144- fly , hvis flyvninger allerede er ophørt.

Hybrid turbojet

TRD + ramjet motor

 

Hybrid turbojet motorer

I 1960'erne skabte USA Pratt & Whitney J58 hybrid turbojet /ramjet -motor, der blev brugt på det strategiske rekognosceringsfly SR-71 Blackbird . Op til Mach-tallet M = 2,4 fungerede den som en turbojetmotor med efterbrænder, og ved højere hastigheder blev der åbnet kanaler, hvorigennem luft fra indløbsanordningen kom ind i efterbrænderen, uden om kompressoren, forbrændingskammeret og turbinen, brændstofforsyningen til efterbrænderen steg, og hun begyndte at arbejde som en ramjet. Et sådant driftsskema gjorde det muligt at udvide hastighedsområdet for den effektive drift af motoren til M = 3,2. Samtidig var motoren med hensyn til vægtegenskaber ringere end både turbojet- og ramjet-motorer, og denne erfaring blev ikke brugt meget.

TRD + raketmotor

Motorer af denne type bruger, når de flyver i atmosfæren, ilt fra atmosfærisk luft som iltningsmiddel, og når de flyver uden for atmosfæren, bruges flydende ilt fra brændstoftanke som iltningsmiddel. Motorer af denne type var planlagt til at blive brugt i HOTOL-projektet og er planlagt i Skylon -projektet [14] .

Variabel dyse turbojetmotor

 

justerbar dyse

TRD'er, hvor jetstrømningshastigheden kan være både subsonisk og supersonisk ved forskellige motordriftstilstande, er udstyret med justerbare dyser. Disse dyser består af langsgående elementer, kaldet flaps , bevægelige i forhold til hinanden og sættes i bevægelse af et særligt drev, der tillader, efter kommando fra piloten eller et automatisk motorstyringssystem, at ændre dysens geometri. Samtidig ændres størrelsen af ​​dysens kritiske (snævreste) og udløbssektion, hvilket gør det muligt at optimere driften af ​​motoren under flyvninger ved forskellige hastigheder og motordriftstilstande. [en]

Nuklear turbojetmotor

Bruger en atomreaktor til at opvarme luften i stedet for at brænde petroleum. Den største ulempe er den kraftige strålingsforurening af den brugte luft. Fordelen er muligheden for en lang flyvning [15] .

Omfang

Turbojet-motorer blev mest aktivt udviklet som motorer til forskellige militære og kommercielle fly indtil 70-80'erne af det XX århundrede. På nuværende tidspunkt har turbojetmotorer mistet en betydelig del af deres niche i flyindustrien, idet de er tvunget ud af mere økonomiske bypass turbojetmotorer (turbojetmotorer).

• Prøver af fly udstyret med turbojetmotorer

• Su-25UB angrebsfly med to R-95Sh turbojetmotorer.

• MiG-21 bis jagerfly med R-25-300 turbojetmotor .

• Concorde supersonisk passagerfly med fire Rolls-Royce Olympus 593 .

• Su-24 fra Sukhoi med AL-21F efterbrændende enkeltkreds turbofanmotorer .

Vi kan sige, at fra 1960'erne til i dag i flymotorindustrien - æraen med turbofanmotorer. Turbofanmotorer af forskellige typer er den mest almindelige klasse af turbofanmotorer, der bruges på fly, fra højhastigheds jager-interceptorer med lave turbofans til gigantiske kommercielle og militære transportfly med høj bypass turbofans.

• TRDDFsm AL-31F .

• Su-27 fly med to turbofanmotorer AL-31F

• TF-39 høj bypass turbofan (set bagfra)

• Lockheed C-5 Galaxy fly med fire TF-39 turbofans

• TRDSM F-107

• Krydsermissil Tomahawk med F-107 turbofanmotor

Noter

1. ↑ GOST 23851-79 Luftfartsgasturbinemotorer. Begreber og definitioner. (termin 10, s.3) . (ubestemt)
2. ↑ JET ENGINE • Great Russian Encyclopedia - elektronisk version . bigenc.ru. Hentet 16. februar 2019. Arkiveret fra originalen 6. juni 2021. (ubestemt)
3. ↑ Opfindelser af Rusland // Gasturbinemotor . rus-eng.org. Dato for adgang: 16. februar 2019. Arkiveret fra originalen 17. februar 2019. (ubestemt)
4. ↑ V. M. Korneev. Designegenskaber for gasturbinemotorer. - Ridero, 2018. - ISBN 978-5-4485-9499-1 .
5. ↑ Teori og beregning af jetmotorer. Lærebog for gymnasier. Forfattere: V. M. Akimov, V. I. Bakulev, R. I. Kurziner, V. V. Polyakov, V. A. Sosunov, S. M. Shlyakhtenko. Redigeret af S. M. Shlyakhtenko. 2. udgave, revideret og forstørret. M.: Mashinostroenie, 1987
6. ↑ GOST 23851-79. - s. 3. semester 11.
7. ↑ Kampfly. - S. 150. afsnit III "Flymotorer", kapitel 1 "Klassificering og anvendelser".
8. ↑ GOST 23851-79. - s. 3. semester 12.
9. ↑ GOST 23851-79. - s. 3. semester 13.
10. ↑ GOST 23851-79. - S. 29. termin 175.
11. ↑ 1 2 Kampfly. — S. 149. Afsnit III "Flymotorer", kapitel 1 "Klassificering og anvendelser".
12. ↑ 1 2 Kampfly. - S. 205. Afsnit III "Flymotorer", kapitel 4 "Designegenskaber for turbofanmotorer og turbofanmotorer".
13. ↑ Kampfly. - S. 207. Afsnit III "Flymotorer", kapitel 4 "Designegenskaber for turbofanmotorer og turbofanmotorer".
14. ↑ Alexander Grek. Manden der købte kosmodromen // Populær mekanik . - 2017. - Nr. 11 . - S. 54 .
15. ↑ Nuklear déjà vu: findes der en atomdrevet raket . Populær mekanik . Hentet 12. september 2019. Arkiveret fra originalen 3. august 2020. (Russisk)

Litteratur

• GOST 23851-79. Luftfartsgasturbinemotorer; Begreber og definitioner. - Moskva: IPK Standards Publishing House, 1979. - 99 s.
• Pavlenko VF kampfly; fly, kraftværker, deres drift. - Moscow: Military Publishing House, 1984. - 319 s.

Ordbøger og encyklopædier	Fantastisk catalansk Stor russer Britannica (online)

Motorer
Forbrændingsmotorer (undtagen turbine ) gensidigt Antal cyklusser To takts motor Lenoir motor Firetakts motor Femtakts motor roterende Sekstakts motor Cylinder arrangement inline motor U-motor boxer motor H-motor V-motor VR motor W motor stjerne motor roterende X-motor Stempeltyper Frit stempel Modstempelmotor deltoid Aksial Optændingsmetode _ Diesel Kompressionskarburator Opvarmning og kompression Gløde karburator batteri tænding Magneto Lysbue og tændrør Rotary Wankel motor orbital motor Sarich motor Vigriyanov roterende vingemotor Kombineret hybrid Hesselmann motor
Luft-jet Hovedtyper Ukomprimeret Direkte flow Pulserende Turbojet Turbofan (to-kredsløb) Turboprop Turbopropfan Turboaksel Modifikationer og hybridsystemer Motor-kompressor luft-jet motor Hypersonic én gang Se også: Gasturbinemotorer
raketmotorer Starter Overclocking marts Rangering Kemisk Væske Lukket cyklus åben sløjfe med faseovergang Walther motor Andet Fast brændsel Brændstof hybrid Atomisk Termonuklear Gasfase-nuklear Fastfase-nuklear Salt Elektrisk Plasma elektromagnetisk accelerator VASIMR Ionisk Elektrotermisk Elektrostatisk Andet Kile-luft Bussard motor
Eksterne forbrændingsmotorer Damp maskine Stirlings motor Luftmotor Turbiner og mekanismer med turbiner i sammensætningen Efter type arbejdende krop Gas Gasturbineanlæg gasturbine kraftværk Gasturbine motorer Damp Kombianlæg Kondenserende turbine hydraulisk propel turbine Efter designfunktioner Aksial (aksial) turbine centrifugal turbine radial diagonal Radialaksial turbine (Francis turbine) Kaplan turbine Pelton turbine (Pelton turbine) Turbine Turgo Rotor Daria Turbine i Wales Turbine Tesla Segners hjul
Elektriske motorer Jævnstrøm Vekselstrøm Polyfase Tre-faset To-faset enkelt fase Universel Asynkron kondensator motor Synkron Børsteløs (koblet motor) Samler Ventil reaktiv Stepper Andet Lineær Hysterese Unipolær Ultralyd mendocino motor
Biologiske motorer motoriske proteiner aktin Spise i Kinesin Myosin Tropomyosin Troponin Flagellin
se også evighedsmaskine Gearmotor gummi motor