Motor ramjet

Versiunea actuală a paginii nu a fost încă examinată de colaboratori experimentați și poate diferi semnificativ de versiunea revizuită pe 18 aprilie 2022; verificarea necesită 1 editare .

Un motor ramjet (ramjet) ( ing. Ramjet ) - un motor cu reacție , este cel mai simplu din clasa motoarelor cu reacție (motoare ramjet) din punct de vedere al dispozitivului. Se referă la tipul de reacție directă WFD , în care împingerea este creată numai datorită jetului care curge din duză . Creșterea presiunii necesară funcționării motorului se realizează prin frânarea fluxului de aer care se apropie. Un ramjet este inoperabil la viteze scăzute de zbor, în special la viteză zero; este nevoie de unul sau altul accelerator pentru a-l aduce la putere de operare .

Istorie

În 1913, francezul René Laurin a primit un brevet pentru un motor ramjet.

ramjet-ul a atras designeri prin simplitatea designului său, dar cel mai important, cu capacitatea sa potențială de a funcționa la viteze hipersonice și în cele mai înalte, cele mai rarefiate straturi ale atmosferei, adică în condiții în care alte tipuri de motoare ramjet sunt inoperante. sau ineficient. În anii 1930, experimentele cu acest tip de motoare au fost efectuate în SUA (William Avery), în URSS ( F. A. Zander , B. S. Stechkin , Yu. A. Pobedonostsev ).

În 1937, designerul francez René Leduc a primit un ordin de la guvernul francez de a dezvolta o aeronavă experimentală ramjet. Această lucrare a fost întreruptă de război și a fost reluată după încheierea acesteia. La 19 noiembrie 1946, a avut loc primul zbor al unui vehicul pilotat cu un ramjet în marș , Leduc 0.10 . Apoi, pe parcursul a 10 ani , au fost fabricate și testate mai multe vehicule experimentale din această serie, inclusiv Leduc 0.21 și Leduc 0.22 , iar în 1957 guvernul francez a refuzat să continue aceste lucrări - în dezvoltare rapidă. la vremea aceea direcţia motoarelor turboreactor părea mai promiţătoare.

Având o serie de dezavantaje pentru utilizarea pe aeronavele cu pilot (tracțiune zero atunci când staționează, eficiență scăzută la viteze mici de zbor), ramjet este tipul preferat de ramjet pentru proiectile de unică folosință și rachete de croazieră , datorită simplității sale și, prin urmare, ieftinității și fiabilității. . Începând cu anii 1950, în Statele Unite au fost create o serie de avioane experimentale și rachete de croazieră produse în masă pentru diverse scopuri, cu acest tip de motor.

În URSS, din 1954 până în 1960, la OKB-301 , sub conducerea designerului general S. A. Lavochkin , a fost dezvoltată racheta de croazieră Burya , care era destinată să livreze încărcături nucleare pe distanțe intercontinentale și a folosit un motor ramjet dezvoltat de M. Grupul M ca motor principal Bondaryuk și având caracteristici unice pentru timpul său: funcționare eficientă la viteze peste M = 3 și la o altitudine de 17 km . În 1957, proiectul a intrat în faza de test de zbor, în timpul căreia au fost dezvăluite o serie de probleme, în special cu precizia punctării, care trebuiau rezolvate, iar acest lucru a necesitat un timp greu de determinat. Între timp, în același an, ICBM R-7 , care avea același scop, dezvoltat sub conducerea lui S. P. Korolev , intrase deja în serviciu . Acest lucru a pus sub semnul întrebării fezabilitatea dezvoltării ulterioare a „Furtunii”. Moartea lui S. A. Lavochkin în 1960 a îngropat în cele din urmă proiectul.

Printre evoluțiile interne mai moderne, rachetele de croazieră antinavă cu motoare ramjet în marș pot fi menționate: P-800 Onyx , P-270 Moskit .

Cum funcționează

Fluxul de lucru al unui ramjet poate fi descris pe scurt după cum urmează. Aerul, care intră cu viteza de zbor în admisia motorului, încetinește (în practică, până la viteze de 30-60 m/s, ceea ce corespunde unui număr Mach de 0,1-0,2), energia sa cinetică este convertită în energia internă - creșterea temperaturii și presiunii sale.

Presupunând că aerul este un gaz ideal , iar procesul de compresie este izoentropic , raportul presiunii (raportul dintre presiunea statică din fluxul stagnant și presiunea atmosferică) este exprimat prin formula:

{\frac {p}{p_{o}}}={\bigg (}1+{\frac {k-1}{2}}\cdot M_{n}^{2}{\bigg )}^{ {{\frac {k}{k-1))))

(unu)

Unde

p

este presiunea într-un flux complet stagnant;

p_{o}

- Presiunea atmosferică;

M_{n}

- numărul Mach al zborului (raportul dintre viteza de zbor și viteza sunetului din mediu),

k

- indice adiabatic , pentru aer uscat egal cu 1,4.

La ieșirea din dispozitivul de admisie, la intrarea în camera de ardere, fluidul de lucru are o presiune maximă pe toată lungimea traseului de curgere a motorului.

Aerul comprimat din camera de ardere este încălzit datorită oxidării combustibilului furnizat acesteia, în timp ce energia internă a fluidului de lucru crește. Apoi, fluidul de lucru, mai întâi, comprimându-se în duză , atinge viteza sonică, iar apoi, expansându-se - supersonic, accelerează și expiră cu o viteză mai mare decât viteza fluxului care se apropie, ceea ce creează tracțiunea jetului.

Dependența tracțiunii ramjetului de viteza de zbor este determinată de mai mulți factori:

Cu cât viteza de zbor este mai mare, cu atât debitul de aer prin tractul motorului este mai mare, și de aici și cantitatea de oxigen care intră în cameră, ceea ce permite, prin creșterea consumului de combustibil, creșterea termică, și odată cu aceasta și a puterii mecanice a motorului.
Cu cât debitul de aer prin traiectoria motorului este mai mare, cu atât este mai mare forța generată de acesta, conform formulei (3). Cu toate acestea, fluxul de aer prin traseul motorului nu poate crește la infinit. Suprafața fiecărei secțiuni a motorului trebuie să fie suficientă pentru a asigura fluxul de aer necesar.
Odată cu creșterea vitezei de zbor, în conformitate cu formula (1), gradul de creștere a presiunii în camera de ardere crește, ceea ce presupune o creștere a eficienței termice , ceea ce pentru un reactor ideal este exprimat prin formula [1] : $\beta ={\frac {p_{2}}{p_{1}}}$

\eta _{t}=1-{\frac {1}{\beta ^{\frac {k-1}{k)}))

(2)

În conformitate cu formula (1), cu cât diferența dintre viteza de zbor și viteza debitului jetului este mai mică, cu atât tracțiunea motorului este mai mică (ceteris paribus).

În general, dependența tracțiunii ramjetului de viteza de zbor poate fi reprezentată astfel: atâta timp cât viteza de zbor este semnificativ mai mică decât viteza de evacuare a jetului, împingerea crește odată cu creșterea vitezei de zbor (datorită creșterii consumului de aer, presiunii în camera de ardere și eficiența termică a motorului), iar ca viteză de zbor la viteza curentului cu jet, forța ramjet scade, după ce a depășit un anumit maxim corespunzător vitezei optime de zbor.

Ramjet trust

Forța de împingere ramjet este determinată de expresie

P={\frac {dm_{a}}{dt}}\cdot (v_{e}-v)+{\frac {dm_{f}}{dt}}\cdot v_{e}

(3)

Unde este forța de împingere, este viteza de zbor, este viteza curentului cu jet în raport cu motorul, este al doilea consum de combustibil. $P$ $v$ $v_{e}$ ${\frac {dm_{f}}{dt}}$

Consumul de aer secundar:

{\frac {dm_{a}}{dt}}=\rho \cdot {\frac {dV}{dt}}=\rho \cdot S\cdot {\frac {dl}{dt}}=\rho \ cdot S\cdot v

Unde

\rho

- densitatea aerului (în funcție de altitudine),

{\frac {dV}{dt))

- volumul de aer care intră în admisia de aer ramjet pe unitatea de timp,

S

- zona secțiunii transversale a admisiei de aer,

v

- viteza de zbor.

Al doilea consum al masei fluidului de lucru pentru cazul ideal, când combustibilul este complet ars și oxigenul din aer este complet utilizat în procesul de ardere, se calculează folosind coeficientul stoechiometric:

{\frac {dm}{dt}}={\frac {dm_{a}}{dt}}+{\frac {dm_{f}}{dt}}={\frac {dm_{a}}{dt }}+{\frac {1}{L}}\cdot {\frac {dm_{a}}{dt}}={\frac {dm_{a}}{dt}}\cdot (1+{\frac {1}{L}})

Unde

{\frac {dm_{a}}{dt}}

- al doilea consum de aer,

{\frac {dm_{f}}{dt}}

- al doilea consum de combustibil,

L

este coeficientul stoechiometric al amestecului de combustibil și aer.

Constructii

Din punct de vedere structural, ramjetul are un dispozitiv extrem de simplu. Motorul este alcătuit dintr- o cameră de ardere , în care pătrunde aer din difuzor și combustibil din injectoarele de combustibil . Camera de ardere se termină cu intrarea în duză , de regulă, îngustarea-extinderea .

Odată cu dezvoltarea tehnologiei cu combustibil solid mixt , a început să fie utilizat în motoarele ramjet. Un bloc de combustibil cu un canal central longitudinal este plasat în camera de ardere. Fluidul de lucru, care trece prin canal, oxidează treptat combustibilul de la suprafața sa și se încălzește singur. Utilizarea combustibilului solid simplifică și mai mult proiectarea ramjetului: sistemul de combustibil devine inutil. Compoziția combustibilului mixt pentru motoarele ramjet diferă de cea utilizată în motoarele rachete cu combustibil solid . Dacă pentru acesta din urmă, oxidantul constituie cea mai mare parte a combustibilului, atunci pentru motoarele ramjet se adaugă doar într-o cantitate mică pentru a activa procesul de ardere. Partea principală a umplerii cu combustibil mixt ramjet este o pulbere fină de aluminiu , magneziu sau beriliu , a cărei căldură de oxidare este mult mai mare decât căldura de ardere a combustibililor cu hidrocarburi . Un exemplu de ramjet cu propulsie solidă este motorul de propulsie al rachetei de croazieră antinavă P-270 Moskit .

În funcție de viteza de zbor, motoarele ramjet sunt împărțite în subsonice , supersonice și hipersonice . Această împărțire se datorează caracteristicilor de design ale fiecăruia dintre aceste grupuri.

Aeroreactoare subsonice

Motoarele subsonice ramjet sunt proiectate să zboare la viteze cu un număr Mach de 0,5 la 1. Frânarea și compresia aerului în aceste motoare au loc în canalul de expansiune al dispozitivului de admisie - difuzorul .

Aceste motoare se caracterizează printr-o eficiență extrem de scăzută. Când zboară cu o viteză de M = 0,5 , gradul de creștere a presiunii în ele (după cum rezultă din formula (1)) este 1,186, drept urmare eficiența lor termică ideală (în conformitate cu formula (2)) este de numai 4,76 %, iar luând în considerare pierderile într-un motor real, această valoare devine aproape egală cu 0. Aceasta înseamnă că la viteze de zbor cu M < 0,5 , ramjetul este practic inoperabil. Dar chiar și la viteza limită pentru domeniul subsonic, adică la M → 1 , gradul de creștere a presiunii este de numai 1,89, iar randamentul termic ideal este de numai 16,7%, ceea ce este de 1,5 ori mai mic decât cel al arderii interne cu piston real. motoare și jumătate din cea a motoarelor cu turbină cu gaz. În plus, atât motoarele cu piston, cât și motoarele cu turbină cu gaz sunt eficiente atunci când lucrează pe șantier.

Din aceste motive, motoarele subsonice ramjet s-au dovedit a fi necompetitive în comparație cu alte tipuri de motoare de aeronave și nu sunt în prezent produse în serie.

Aeroreactoare supersonice

Motoarele supersonice ramjet (SPVRD) sunt proiectate pentru zboruri în intervalul numerelor Mach 1 < M < 5 .

Decelerația unui flux de gaz supersonic are loc întotdeauna discontinuu (în sens de săritură) - cu formarea unei unde de șoc, numită și undă de șoc . Procesul de comprimare a gazului la frontul undei de șoc nu este izoentropic, în urma căruia au loc pierderi ireversibile de energie mecanică, iar gradul de creștere a presiunii în acesta este mai mic decât într-un proces ideal isentropic. Cu cât șocul este mai intens, adică cu cât este mai mare modificarea vitezei de curgere în fața sa, cu atât este mai mare pierderea de presiune, care poate depăși 50%.

Pierderile de presiune pot fi minimizate prin organizarea compresiei nu într-una, ci în mai multe (de obicei nu mai mult de 4) unde de șoc succesive de intensitate mai mică, după fiecare dintre acestea (cu excepția ultimei), viteza de curgere scade, rămânând supersonică. Acest lucru este posibil dacă toate șocurile (cu excepția ultimului) sunt oblice , al căror față este înclinat față de vectorul viteză a curgerii (o undă de șoc oblică se formează atunci când fluxul supersonic întâlnește un obstacol a cărui suprafață este înclinată față de vectorul viteză a fluxului de aer. ). Între salturi, parametrii debitului rămân constanți. În ultimul salt (întotdeauna direct - normal cu vectorul vitezei fluxului de aer), viteza devine subsonică, iar decelerația și compresia aerului au loc continuu în canalul difuzorului în expansiune.

Dacă orificiul de admisie al motorului este situat în zona de curgere netulburată, de exemplu, la capătul nasului aeronavei, sau pe consola la o distanță suficientă de fuzelaj, este axisimetric și echipat cu un corp central - un „con lung și ascuțit”. „ ieșind din carcasă, al cărui scop constă în crearea unui sistem de unde de șoc oblice în fluxul care se apropie, care asigură frânarea și compresia aerului chiar înainte de a intra în canalul dispozitivului de admisie - așa-numita compresie externă . Astfel de orificii de admisie sunt numite și dispozitive de curgere conică , deoarece fluxul de aer prin ele este conic. Corpul central conic poate fi echipat cu o acționare mecanică care îi permite să fie deplasat de-a lungul axei motorului, optimizând astfel decelerația fluxului de aer la diferite viteze de zbor. Astfel de dispozitive de intrare sunt numite reglabile.

La instalarea motorului pe peretele inferior (lateral) al fuselajului sau sub aripa aeronavei, adică în zona de influență aerodinamică a elementelor sale, se folosesc de obicei dispozitive plate de admisie a fluxului bidimensional , având un dreptunghi. sectiune transversala, fara corp central. Sistemul undelor de șoc din ele este asigurat datorită formei interne a canalului. Ele se mai numesc și dispozitive de compresie internă sau mixtă , deoarece compresia externă are loc parțial în acest caz - în undele de șoc formate la capătul nasului și/sau la marginea anterioară a aripii aeronavei. Dispozitivele de admisie dreptunghiulare reglabile au pene care își schimbă poziția în interiorul canalului.

În intervalul de viteză supersonică, un ramjet este mult mai eficient decât în cel subsonic. De exemplu, la viteza M = 3 pentru un ramjet ideal, gradul de creștere a presiunii conform formulei (1) este 36,7, ceea ce este comparabil cu performanța compresoarelor cu cea mai mare presiune a motoarelor cu turboreacție și cu randamentul termic teoretic, conform la formula (2), ajunge la 64,3%. Pentru ramjet-urile reale, aceste cifre sunt mai mici, dar chiar și ținând cont de pierderi, în intervalul numărului Mach de zbor de la 3 la 5, ramjet-urile sunt superioare ca eficiență față de toate celelalte tipuri de ramjet.

La frânarea fluxului de aer care se apropie, nu numai că se comprimă, ci și se încălzește, iar temperatura sa absolută în timpul frânării complete (într-un proces izoentropic) este exprimată prin formula:

T=T_{o}\cdot (1+{\frac {k-1}{2}}\cdot M_{n}^{2})

(patru)

unde T o este temperatura curgerii neperturbate din jur. La M = 5 și T o = 273 K (care corespunde cu 0 °C), temperatura fluidului de lucru întârziat atinge 1638 K , la M = 6 - 2238 K , și ținând cont de frecare și șocuri în procesul real, este chiar mai mare. În același timp, încălzirea suplimentară a fluidului de lucru din cauza arderii combustibilului devine problematică din cauza limitărilor impuse de stabilitatea termică a materialelor structurale din care este fabricat motorul. Prin urmare, viteza corespunzătoare lui M = 5 este considerată limită pentru SPVRD.

ramjet hipersonic

Un ramjet hipersonic ( scramjet , termenul englezesc este scramjet ) este un ramjet care operează la viteze de zbor peste M = 5 (limita superioară nu este stabilită exact).

La începutul secolului 21, acest tip de motor este experimental: nu există un singur model care să fi trecut testele de zbor, confirmând fezabilitatea practică a producției sale în masă.

Decelerația fluxului de aer în orificiul de intrare a scramjet are loc doar parțial, astfel încât pe tot restul traseului mișcarea fluidului de lucru rămâne supersonică. În acest caz, cea mai mare parte a energiei cinetice inițiale a fluxului este reținută, iar temperatura după comprimare este relativ scăzută, ceea ce permite transmiterea unei cantități semnificative de căldură fluidului de lucru. Partea de curgere a scramjetului se extinde pe toată lungimea sa după dispozitivul de admisie. Combustibilul este introdus în fluxul supersonic de pe pereții căii de curgere a motorului. Datorită arderii combustibilului într-un flux supersonic, fluidul de lucru se încălzește, se dilată și accelerează, astfel încât viteza de expirare a acestuia depășește viteza de zbor.

Motorul este proiectat pentru zboruri în stratosferă . Scopul posibil al unei aeronave cu un motor scramjet este cea mai de jos treaptă a unui portavion reutilizabil.

Organizarea arderii combustibilului într-un flux supersonic este una dintre principalele probleme în crearea unui scramjet.

Există mai multe programe de dezvoltare scramjet în diferite țări, toate în stadiul de cercetare teoretică sau experimente de pre-proiectare.

Domeniul de aplicare

Motorul ramjet este inoperabil la viteze mici de zbor, în special la viteză zero. Pentru a atinge viteza inițială la care devine eficient, dispozitivul cu acest motor are nevoie de o acționare auxiliară, care poate fi asigurată, de exemplu, de o rachetă solidă de amplificare sau de o aeronavă de transport (avion de accelerație) de la care dispozitivul cu un ramjet. este lansat.

Ineficiența unui ramjet la viteze mici de zbor îl face practic inaplicabil pe aeronavele cu pilot cu sistem de propulsie nenuclear [2] , dar pentru aeronavele fără pilot, inclusiv pentru luptă (în special, rachete de croazieră ), de unică folosință, care zboară în intervalul de viteză 2 < M < 5 , datorită simplității, costului redus și fiabilității, este de preferat. De asemenea, motoarele ramjet sunt folosite pe ținte zburătoare. Principalul concurent al ramjetului în această nișă este motorul rachetă .

Mostre de rachete de croazieră cu ramjet la mijlocul zborului .
Rachetă de croazieră antinavă „Yakhont” (Rusia).
Rachetă de croazieră anti-navă BrahMos (India-Rusia)
Lansatorul 2P24 ca parte a sistemului de apărare aeriană Krug , echipat cu două rachete 3M8 (Rusia)
Rachetă de croazieră antinavă P-270 Moskit (Rusia)
SAM CIM-10 Bomarc (SUA)
SAM Bristol Bloodhound (Marea Britanie)
Navă SAM RIM-8 Talos (SUA)
Rachetă aer-aer Meteor (UE)

Aerojet nuclear

În a doua jumătate a anilor 1950, în perioada Războiului Rece , în SUA și URSS au fost dezvoltate ramjets cu un reactor nuclear.

Sursa de energie a acestor motoare ramjet (spre deosebire de alte motoare ramjet) nu este reacția chimică a arderii combustibilului, ci căldura generată de un reactor nuclear în camera de încălzire a fluidului de lucru. Aerul de la intrarea într-un astfel de ramjet trece prin miezul reactorului, îl răcește, se încălzește până la temperatura de funcționare (aproximativ 3000 K ) și apoi curge din duză cu o viteză comparabilă cu vitezele de evacuare pentru cele mai avansate. motoare rachete chimice [3] . Scopul posibil al unei aeronave cu un astfel de motor:

rachetă de croazieră nucleară intercontinentală;
aeronave aerospațiale cu o singură etapă.

În ambele țări, au fost create reactoare nucleare compacte, cu resurse reduse, care se potrivesc cu dimensiunile unei rachete mari. În Statele Unite, în cadrul programelor de cercetare cu ramjet nuclear Pluto și Tory, în 1964 au fost efectuate teste de incendiu ale motorului nuclear ramjet Tory-IIC (modul de putere maximă 513 MW timp de cinci minute cu o forță de 156 kN ). Testele de zbor nu au fost efectuate, programul a fost închis în iulie 1964. Unul dintre motivele închiderii programului este îmbunătățirea proiectării rachetelor balistice cu motoare de rachete chimice, care a asigurat pe deplin soluția misiunilor de luptă fără utilizarea schemelor cu motoare nucleare ramjet relativ scumpe.

Cu toate acestea, un ramjet nuclear este promițător ca sistem de propulsie pentru aeronavele aerospațiale cu o singură etapă și aviația de transport greu intercontinentală de mare viteză. Acest lucru este facilitat de posibilitatea creării unui ramjet nuclear capabil să funcționeze la viteze de zbor subsonice și zero în modul motor rachetă, folosind stocurile de lichid de lucru la bord. Adică, de exemplu, o aeronavă aerospațială cu un ramjet nuclear pornește (inclusiv decolări), furnizează motoarele cu fluid de lucru din rezervoarele de la bord (sau din afara bordului) și, după ce a atins deja viteze de la M = 1 , trece la utilizarea aerului atmosferic. .

În Rusia, potrivit unei declarații făcute de președintele V.V. Putin la începutul anului 2018, „o rachetă de croazieră cu o centrală nucleară a fost lansată cu succes ”. [patru]

Vezi și

Literatură

Lucrări la ramjet și rachete de croazieră cu rază lungă de acțiune cu ramjet în URSS (1947-1960)
Teoria și calculul motoarelor cu reacție: un manual pentru universități / V. M. Akimov, V. I. Bakulev, R. I. Kurziner, V. V. Polyakov, V. A. Sosunov, S. M. Shlyakhtenko; Ed. S. M. Shlyakhtenko. - Ed. a II-a, revizuită. si suplimentare - M .: Mashinostroenie, 1987.
Abramovici G. N. Dinamica aplicată a gazelor. - a 4-a ed. - M .: Science , Ediția principală a literaturii fizice și matematice, 1976.
ramjet - sarcină pentru mâine

Note

↑ Yakovlev K.P. Scurtă carte de referință fizică și tehnică. T. 3. - M., Fizmatlit, 1962. - p. 138
↑ Pornind de la Leduc 0.21 (Franța, 1950), aproximativ o duzină de avioane experimentale cu motoare ramjet (în principal în SUA) au fost create până în prezent, dar nu au intrat în producția de masă, cu excepția Lockheed SR- 71 Blackbird cu motor hibrid Pratt & Whitney J58 , produs în cantitate de 32 de articole .
↑ Andrei Suvorov. Amprenta nucleară // Mecanica populară . - 2018. - Nr 5 . - S. 88-92 .
↑ Putin a prezentat cele mai recente rachete strategice: niciun sistem de apărare antirachetă nu este o piedică pentru noi . VGTRK. Arhivat la 1 martie 2018 la Wayback Machine

Motoare

Motoare cu ardere internă (cu excepția turbinei )

reciproc

Numărul de cicluri	Motor în doi timpi motor Lenoir Motor în patru timpi Motor în cinci timpi rotativ Motor în șase timpi
Aranjamentul cilindrului	motor în linie U-motor motor boxer H-motor motor V Motor VR motor W motor stea rotind X-motor
Tipuri de piston	Piston liber Motor cu contrapiston deltoid Axial
Metoda de aprindere	Motorină Carburator de compresie Încălzire și compresie Carburator strălucitor aprinderea bateriei Magneto Arc și bujii

Rotativ

Combinate

hibrid
motor Hesselmann

Jet de aer

Principalele tipuri

Necomprimat	Flux direct Pulsând
Turboreactor	Turboventilator (cu două circuite) Turboprop Turbopropfan Turboax

Modificări
și sisteme hibride

Vezi și: Motoare cu turbină cu gaz

motoare rachete

Chimic

Lichid	Buclă închisă buclă deschisă cu tranziție de fază motor Walther
Alte	Combustibil solid Hibrid de combustibil

Nuclear

Electric

Plasma
- accelerator electromagnetic VASIMR
ionic
Electrotermic
Electrostatic

Alte

Motoare cu ardere externă

Turbine și mecanisme cu turbine în compoziție

După tipul corpului de lucru

Gaz	Uzina cu turbine cu gaz centrala electrica cu turbina cu gaz Motoare cu turbine cu gaz
Aburi	Centrală cu ciclu combinat Turbina de condensare
hidraulic	turbină cu elice

Prin caracteristicile de proiectare

Motoare electrice
Curent continuu Curent alternativ Polifazic Trei faze În două faze fază singulară universal
Asincron	motor condensator
Sincron	Fără perii (motor comutat) Colector Supapă reactivă Stepper
Alte	Liniar Histerezis Unipolar cu ultrasunete motor mendocino

Motoare biologice
proteine motorii	Actină Dinein Kinesin Miozina Tropomiozina troponina Flagelina

Vezi si mașină cu mișcare perpetuă Motorreductor motor din cauciuc