Motor a reacción

Generalmente, los aviones se propulsan mediante motores a reacción que utilizan aire como combustible. La mayoría de los motores a reacción que se utilizan son turbofán , los cuales ofrecen una buena eficiencia a velocidades ligeramente inferiores a la del sonido.

Turborreactor

Un motor turborreactor es un motor de turbina de gas que funciona comprimiendo aire mediante una entrada y un compresor ( axial , centrífugo o ambos), mezclando combustible con el aire comprimido, quemando la mezcla en la cámara de combustión y, posteriormente, haciendo pasar el aire caliente a alta presión a través de una turbina y una tobera . El compresor es accionado por la turbina, que extrae energía del gas en expansión que pasa a través de él. El motor convierte la energía interna del combustible en un mayor impulso del gas que fluye a través del motor, produciendo empuje. Todo el aire que entra en el compresor pasa a través de la cámara de combustión y la turbina, a diferencia del motor turbofán que se describe más adelante. ^{[ 25 ]}

Turboventilador

Los turbofanes se diferencian de los turborreactores en que cuentan con un ventilador adicional en la parte delantera del motor, que acelera el aire en un conducto que evita la turbina de gas principal. Los turbofanes son el tipo de motor predominante en los aviones comerciales de medio y largo alcance .

Los turbofanes suelen ser más eficientes que los turborreactores a velocidades subsónicas, pero a altas velocidades su gran área frontal genera mayor resistencia . ^{[ 26 ]} Por lo tanto, en vuelos supersónicos, y en aeronaves militares y de otro tipo donde otras consideraciones tienen mayor prioridad que la eficiencia del combustible, los ventiladores tienden a ser más pequeños o inexistentes.

Debido a estas distinciones, los diseños de motores turbofán suelen clasificarse como de bajo o alto índice de derivación , según la cantidad de aire que pasa por alto el núcleo del motor. Los turbofanes de bajo índice de derivación tienen una relación de derivación de aproximadamente 2:1 o menos.

El motor de cohete utiliza los mismos principios físicos básicos de empuje que un motor de reacción , ^{[ 32 ]} pero se distingue del motor a reacción en que no requiere aire atmosférico para el suministro de oxígeno; el cohete transporta todos los componentes de la masa de reacción. Sin embargo, algunas definiciones lo consideran una forma de propulsión a chorro . ^{[ 33 ]}

Debido a que los cohetes no respiran aire, esto les permite operar a altitudes arbitrarias y en el espacio. ^{[ 34 ]}

Este tipo de motor se utiliza para el lanzamiento de satélites, la exploración espacial y el acceso tripulado, y permitió el alunizaje en 1969.

Los motores de cohete se utilizan para vuelos a gran altitud o en cualquier lugar donde se necesiten aceleraciones muy altas, ya que los propios motores de cohete tienen una relación empuje-peso muy alta .

Sin embargo, la alta velocidad de escape y el propelente más pesado y rico en oxidante dan como resultado un consumo de propelente mucho mayor que el de los turbofanes. Aun así, a velocidades extremadamente altas se vuelven energéticamente eficientes.

Una ecuación aproximada para el empuje neto de un motor de cohete es:

${\displaystyle F_{N}={\dot {m}}\,g_{0}\,I_{\text{sp,vac}}-A_{e}\,p\;}$

Dónde${\displaystyle F_{N}}$es el empuje neto,${\displaystyle I_{\text{sp,vac}}}$es el impulso específico ,${\displaystyle g_{0}}$es una gravedad estándar ,${\displaystyle {\dot {m}}}$es el flujo de propulsor en kg/s,${\displaystyle A_{e}}$es el área de la sección transversal a la salida de la boquilla de escape, y${\displaystyle p}$es la presión atmosférica.

Los motores de ciclo combinado utilizan simultáneamente dos o más principios diferentes de propulsión a chorro. ^{[ 36 ]}

Un sistema de propulsión marina mediante chorro de agua, o propulsión a chorro, utiliza un chorro de agua. Su mecanismo puede consistir en una hélice con conducto y tobera, o en un compresor centrífugo y una tobera. El sistema debe ser accionado por un motor independiente, como un diésel o una turbina de gas .

Una tobera propulsora produce un chorro de escape de alta velocidad . Las toberas propulsoras transforman la energía interna y de presión en energía cinética de alta velocidad. ^{[ 37 ]} La presión y la temperatura totales no cambian a través de la tobera, pero sus valores estáticos disminuyen a medida que el gas acelera.

La velocidad del aire que entra en la tobera es baja, aproximadamente Mach 0,4, requisito indispensable para minimizar las pérdidas de presión en el conducto que conduce a la tobera. La temperatura que entra en la tobera puede ser tan baja como la temperatura ambiente a nivel del mar para una tobera de ventilador en aire frío a altitudes de crucero. Puede ser tan alta como la temperatura de los gases de escape de 1000 Kelvin para un motor supersónico con postcombustión o 2200  K con la postcombustión encendida. ^{[ 38 ]} La presión que entra en la tobera puede variar desde 1,5 veces la presión exterior, para un ventilador de una sola etapa, hasta 30 veces para la aeronave tripulada más rápida a Mach 3 o superior. ^{[ 39 ]}

Las toberas convergentes solo pueden acelerar el gas hasta alcanzar velocidades sónicas locales (Mach 1). Para alcanzar altas velocidades de vuelo, se requieren velocidades de escape aún mayores, por lo que se necesita una tobera convergente-divergente en aeronaves de alta velocidad. ^{[ 40 ]}

El empuje del motor es máximo si la presión estática del gas alcanza el valor ambiente al salir de la tobera. Esto solo ocurre si el área de salida de la tobera tiene el valor correcto para la relación de presión de la tobera (npr). Dado que la npr cambia con el ajuste del empuje del motor y la velocidad de vuelo, esto rara vez sucede. Además, a velocidades supersónicas, el área divergente es menor de lo necesario para lograr una expansión interna completa hasta la presión ambiente, como contrapartida a la resistencia aerodinámica externa. Whitford ^{[ 41 ]} cita el F-16 como ejemplo. Otros ejemplos de expansión insuficiente fueron el XB-70 y el SR-71.

El tamaño de la boquilla, junto con el área de las boquillas de la turbina, determina la presión de funcionamiento del compresor. ^{[ 42 ]}

Un motor a reacción en reposo, como en un banco de pruebas, aspira combustible y genera empuje. Su eficacia se evalúa según la cantidad de combustible que consume y la fuerza necesaria para frenarlo. Esta es una medida de su eficiencia. Si algo se deteriora dentro del motor (lo que se conoce como deterioro del rendimiento) ^{[ 43 ]} , su eficiencia disminuirá, lo que se reflejará en una menor producción de empuje. Si se modifica una pieza interna para que el aire y los gases de combustión fluyan con mayor suavidad, el motor será más eficiente y consumirá menos combustible. Se utiliza una definición estándar para evaluar cómo diferentes factores afectan la eficiencia del motor y para permitir comparaciones entre distintos motores. Esta definición se denomina consumo específico de combustible , o la cantidad de combustible necesaria para producir una unidad de empuje. Por ejemplo, para un diseño de motor específico, se sabe que si se suavizan algunas irregularidades en un conducto de derivación, el aire fluirá con mayor suavidad, lo que resultará en una reducción de la pérdida de presión del x% y se necesitará un y% menos de combustible para obtener el empuje de despegue. Este conocimiento se enmarca dentro de la disciplina de ingeniería de rendimiento de motores a reacción . Más adelante se explica cómo la velocidad de avance y el suministro de energía a los sistemas de la aeronave afectan a la eficiencia.

La eficiencia del motor está controlada principalmente por las condiciones de funcionamiento internas, que son la presión generada por el compresor y la temperatura de los gases de combustión en el primer conjunto de álabes de la turbina. La presión corresponde a la presión atmosférica máxima dentro del motor. La temperatura del rotor de la turbina no es la máxima del motor, pero sí la máxima a la que se produce la transferencia de energía (en la cámara de combustión se alcanzan temperaturas más elevadas). La presión y la temperatura mencionadas se representan en un diagrama del ciclo termodinámico .

La eficiencia se modifica aún más por la suavidad con la que el aire y los gases de combustión fluyen a través del motor, y por la precisión con la que el flujo se alinea (ángulo de incidencia) con los conductos móviles y estacionarios de los compresores y turbinas. ^{[ 44 ]} Los ángulos no óptimos, así como las formas no óptimas de los conductos y las palas, pueden provocar el engrosamiento y la separación de las capas límite y la formación de ondas de choque . Es importante reducir la velocidad del flujo (menor velocidad significa menores pérdidas de presión o caída de presión ) cuando viaja a través de los conductos que conectan las diferentes partes. La eficacia con la que los componentes individuales contribuyen a convertir el combustible en empuje se cuantifica mediante medidas como las eficiencias de los compresores, turbinas y combustor, y las pérdidas de presión de los conductos. Estas se muestran como líneas en un diagrama del ciclo termodinámico .

La eficiencia del motor, o eficiencia térmica , ^{[ 45 ]} conocida como${\displaystyle \eta _{th}}$. depende de los parámetros del ciclo termodinámico, la presión y temperatura máximas y de las eficiencias de los componentes,${\displaystyle \eta _{compresor}}$,${\displaystyle \eta _{combustion}}$y${\displaystyle \eta _ {turbina}}$y pérdidas de presión en los conductos.

El motor necesita aire comprimido para funcionar correctamente. Este aire proviene de su propio compresor y se denomina aire secundario. No contribuye a la generación de empuje, por lo que reduce la eficiencia del motor. Se utiliza para preservar la integridad mecánica del motor, evitar el sobrecalentamiento de las piezas y prevenir fugas de aceite en los cojinetes, entre otras cosas. Solo una parte de este aire, tomado de los compresores, regresa al flujo de la turbina para contribuir a la producción de empuje. Cualquier reducción en la cantidad necesaria mejora la eficiencia del motor. Asimismo, para un diseño de motor específico, se sabe que una reducción del flujo de refrigeración en un x% disminuirá el consumo específico de combustible en un y%. En otras palabras, se requerirá menos combustible para generar el empuje de despegue, por ejemplo. El motor es más eficiente.

Todas las consideraciones anteriores son fundamentales para que el motor funcione por sí solo y, al mismo tiempo, no realice ninguna función útil, es decir, no mueva una aeronave ni suministre energía a sus sistemas eléctricos, hidráulicos y neumáticos. En la aeronave, el motor cede parte de su potencial de empuje, o combustible, para alimentar estos sistemas. Estos requisitos, que provocan pérdidas de instalación, ^{[ 46 ]} reducen su eficiencia. Está utilizando combustible que no contribuye al empuje del motor.

Finalmente, cuando la aeronave está en vuelo, el propio chorro propulsor contiene energía cinética desperdiciada después de haber salido del motor. Esto se cuantifica mediante el término eficiencia propulsora o de Froude.${\displaystyle \eta _{p}}$y puede reducirse rediseñando el motor para darle un flujo de derivación y una velocidad menor para el chorro propulsor, por ejemplo, como un motor turbohélice o turbofán. Al mismo tiempo, la velocidad de avance aumenta la${\displaystyle \eta _{th}}$aumentando la relación de presión global .

La eficiencia global del motor a velocidad de vuelo se define como${\displaystyle \eta _ {o}=\eta _ {p} \eta _ {th}}$. ^{[ 47 ]}

El${\displaystyle \eta _{o}}$a velocidad de vuelo depende de qué tan bien la entrada comprime el aire antes de que se le entregue a los compresores del motor. La relación de compresión de la entrada, que puede ser tan alta como 32:1 a Mach 3, se suma a la del compresor del motor para dar la relación de presión total y${\displaystyle \eta _{th}}$para el ciclo termodinámico. Su eficacia se define por la recuperación de presión o la medida de las pérdidas en la entrada. El vuelo tripulado a Mach 3 ha proporcionado una ilustración interesante de cómo estas pérdidas pueden aumentar drásticamente en un instante. El North American XB-70 Valkyrie y el Lockheed SR-71 Blackbird a Mach 3 tuvieron recuperaciones de presión de aproximadamente 0,8, ^{[ 48 ] [ 49 ]} debido a pérdidas relativamente bajas durante el proceso de compresión, es decir, a través de sistemas de múltiples ondas de choque. Durante un "arranque fallido", el eficiente sistema de ondas de choque sería reemplazado por una única onda de choque muy ineficiente más allá de la entrada y una recuperación de presión de entrada de aproximadamente 0,3 y una relación de presión correspondientemente baja.

La tobera de propulsión a velocidades superiores a Mach 2 suele tener pérdidas de empuje internas adicionales porque el área de salida no es lo suficientemente grande como para compensar la resistencia aerodinámica externa de la parte posterior. ^{[ 50 ]}

Aunque un motor de derivación mejora la eficiencia propulsora, también genera pérdidas internas. Es necesario añadir maquinaria para transferir energía del generador de gas al flujo de aire de derivación. A la baja pérdida de la tobera propulsora de un turborreactor se suman pérdidas adicionales debido a las ineficiencias de la turbina y el ventilador añadidos. ^{[ 51 ]} Estas pueden incluirse en una eficiencia de transmisión o transferencia.${\displaystyle \eta _{T}}$Sin embargo, estas pérdidas se compensan con creces ^{[ 52 ]} gracias a la mejora en la eficiencia propulsora. ^{[ 53 ]} También hay pérdidas de presión adicionales en el conducto de derivación y una boquilla propulsora adicional.

Con la llegada de los turbofanes con su maquinaria generadora de pérdidas, lo que sucede dentro del motor ha sido separado por Bennett, ^{[ 54 ]} por ejemplo, entre el generador de gas y la maquinaria de transferencia que da${\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta _{T}}$.

La eficiencia energética (${\displaystyle \eta _{o}}$) de los motores a reacción instalados en vehículos tiene dos componentes principales:

• eficiencia propulsora (${\displaystyle \eta _{p}}$): cuánta energía del chorro termina en la carrocería del vehículo en lugar de ser transportada como energía cinética del chorro.
• eficiencia del ciclo (${\displaystyle \eta _{th}}$): con qué eficiencia el motor puede acelerar el avión

Aunque la eficiencia energética general${\displaystyle \eta _{o}}$es:

${\displaystyle \eta _ {o}=\eta _ {p} \eta _ {th}}$

Para todos los motores a reacción, la eficiencia propulsora es mayor cuanto más se acerca la velocidad del chorro de escape a la velocidad del vehículo, ya que esto proporciona la menor energía cinética residual. ^{[ a ]} ​​Para un motor de respiración de aire, una velocidad de escape igual a la velocidad del vehículo, o una${\displaystyle \eta _{p}}$igual a uno, da empuje cero sin cambio de momento neto. ^{[ 55 ]} La fórmula para motores de respiración de aire que se mueven a velocidad${\displaystyle v}$con una velocidad de escape${\displaystyle v_{e}}$y despreciando el flujo de combustible, es: ^{[ 56 ]}

${\displaystyle \eta _{p}={\frac {2}{1+{\frac {v_{e}}{v}}}}}$

Y para un cohete: ^{[ 57 ]}

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

Además de la eficiencia propulsora, otro factor es la eficiencia del ciclo ; un motor a reacción es una forma de motor térmico. La eficiencia del motor térmico está determinada por la relación entre las temperaturas alcanzadas en el motor y la expulsada en la tobera. Esto ha mejorado constantemente con el tiempo a medida que se han introducido nuevos materiales que permiten temperaturas máximas de ciclo más altas. Por ejemplo, se han desarrollado materiales compuestos, que combinan metales con cerámica, para las palas de turbinas de alta presión, que funcionan a la temperatura máxima del ciclo. ^{[ 58 ]} La eficiencia también está limitada por la relación de presión total que se puede lograr. La eficiencia del ciclo es más alta en los motores de cohete (~60+%), ya que pueden alcanzar temperaturas de combustión extremadamente altas. La eficiencia del ciclo en los turborreactores y similares es cercana al 30%, debido a temperaturas máximas de ciclo mucho más bajas.

La eficiencia de combustión de la mayoría de los motores de turbina de gas de aeronaves en condiciones de despegue a nivel del mar es de casi el 100%. Disminuye de forma no lineal hasta el 98% en condiciones de crucero a gran altitud. La relación aire-combustible varía de 50:1 a 130:1. Para cualquier tipo de cámara de combustión, existe un límite de mezcla rica y pobre para la relación aire-combustible, más allá del cual se extingue la llama. El rango de la relación aire-combustible entre los límites de mezcla rica y pobre se reduce al aumentar la velocidad del aire. Si el aumento del flujo másico de aire reduce la relación de combustible por debajo de cierto valor, se produce la extinción de la llama. ^{[ 59 ]}

Un concepto estrechamente relacionado (pero diferente) con la eficiencia energética es la tasa de consumo de masa de propulsor. El consumo de propulsor en los motores a reacción se mide mediante el consumo específico de combustible , el impulso específico o la velocidad de escape efectiva . Todos ellos miden lo mismo. El impulso específico y la velocidad de escape efectiva son estrictamente proporcionales, mientras que el consumo específico de combustible es inversamente proporcional a los demás. ^{[ 60 ]}

En los motores de respiración atmosférica, como los turborreactores, la eficiencia energética y la eficiencia del propulsor (combustible) son prácticamente lo mismo, ya que el propulsor es a la vez combustible y fuente de energía. En cohetería, el propulsor también es el escape, lo que significa que un propulsor de alta energía ofrece una mayor eficiencia, pero en algunos casos puede resultar en una menor eficiencia energética.

Como se puede observar en la tabla (abajo), los turbofanes subsónicos, como el CF6 de General Electric, consumen mucho menos combustible para generar empuje por segundo que el turborreactor Olympus 593 de Rolls-Royce/Snecma del Concorde . Sin embargo, dado que la energía es igual a la fuerza multiplicada por la distancia, y la distancia recorrida por segundo era mayor en el Concorde, la potencia real generada por el motor con la misma cantidad de combustible era superior a Mach 2 en el Concorde que en el CF6. Por lo tanto, los motores del Concorde eran más eficientes en términos de energía por distancia recorrida.

La relación empuje-peso de los motores a reacción con configuraciones similares varía según la escala, pero depende principalmente de la tecnología de construcción del motor. Para un motor dado, cuanto más ligero sea, mejor será la relación empuje-peso y menor será el consumo de combustible para compensar la resistencia aerodinámica debida a la sustentación necesaria para soportar el peso del motor o para acelerar su masa. ^{[ 76 ]}

Como se puede observar en la siguiente tabla, los motores de cohete generalmente alcanzan relaciones empuje-peso mucho mayores que los motores de conducto, como los turborreactores y los turbofanes. Esto se debe principalmente a que los cohetes utilizan casi universalmente una masa de reacción líquida o sólida densa, lo que resulta en un volumen mucho menor y, por lo tanto, el sistema de presurización que alimenta la tobera es mucho más pequeño y ligero para el mismo rendimiento. Los motores de conducto deben lidiar con aire que es dos o tres órdenes de magnitud menos denso, lo que genera presiones sobre áreas mucho mayores, lo que a su vez requiere más materiales de ingeniería para mantener unido el motor y para el compresor de aire.

Los motores de hélice manejan flujos de aire más grandes y les proporcionan una aceleración menor que los motores a reacción. Dado que el aumento de la velocidad del aire es pequeño, a altas velocidades de vuelo el empuje disponible para los aviones propulsados ​​por hélice es pequeño. Sin embargo, a bajas velocidades, estos motores se benefician de una eficiencia propulsora relativamente alta . ^{[ 89 ]}

Por otro lado, los turborreactores aceleran un flujo másico mucho menor de aire de admisión y combustible quemado, pero luego lo expulsan a muy alta velocidad. Cuando se utiliza una tobera de Laval para acelerar los gases de escape calientes del motor, la velocidad de salida puede ser localmente supersónica . Los turborreactores son especialmente adecuados para aeronaves que viajan a velocidades muy altas.

Los turbofanes tienen un sistema de escape mixto compuesto por aire de derivación y gases calientes de combustión del motor principal. La cantidad de aire que pasa por alto el motor principal en comparación con la cantidad que ingresa al mismo determina lo que se denomina relación de derivación (BPR) del turbofán.

Mientras que un motor turborreactor utiliza toda la potencia del motor para producir empuje en forma de un chorro de gases de escape calientes y de alta velocidad, el aire de derivación frío y de baja velocidad de un turbofán proporciona entre el 30 % y el 70 % del empuje total producido por un sistema turbofán. ^{[ 90 ]}

El empuje neto ( F _N ) generado por un turbofán también se puede expandir como: ^{[ 91 ]}

${\displaystyle F_{N}={\dot {m}}_{e}v_{he}-{\dot {m}}_{o}v_{o}+BPR\,({\dot {m}}_{c}v_{f})}$

dónde:

Los motores de cohete tienen una velocidad de escape extremadamente alta y, por lo tanto, son más adecuados para altas velocidades ( hipersónicas ) y grandes altitudes. A cualquier aceleración dada, el empuje y la eficiencia de un motor de cohete mejoran ligeramente con el aumento de la altitud (porque la contrapresión disminuye, aumentando así el empuje neto en el plano de salida de la tobera), mientras que con un turborreactor (o turbofán) la disminución de la densidad del aire que entra en la toma (y los gases calientes que salen de la tobera) hace que el empuje neto disminuya con el aumento de la altitud. Los motores de cohete son más eficientes incluso que los estatorreactores supersónicos por encima de aproximadamente Mach 15. ^{[ 92 ]}

Con excepción de los motores scramjet , los motores a reacción, al carecer de sus sistemas de admisión, solo pueden aceptar aire a aproximadamente la mitad de la velocidad del sonido. La función del sistema de admisión en aeronaves transónicas y supersónicas es ralentizar el aire y realizar parte de la compresión.

El límite de altitud máxima para los motores viene determinado por la inflamabilidad: a altitudes muy elevadas, el aire se vuelve demasiado tenue para arder o, tras la compresión, demasiado caliente. Para los motores turborreactores,  parecen ser posibles altitudes de unos 40 km, mientras que para los estatorreactores  se pueden alcanzar los 55 km. Los estatorreactores supersónicos podrían, en teoría, alcanzar los 75  km. ^{[ 93 ]} Los motores cohete, por supuesto, no tienen límite superior.

A altitudes más moderadas, volar a mayor velocidad comprime el aire en la parte delantera del motor , lo que lo calienta considerablemente. El límite superior suele considerarse entre Mach 5 y 8, ya que por encima de Mach 5,5, el nitrógeno atmosférico tiende a reaccionar debido a las altas temperaturas en la entrada, lo que consume una cantidad significativa de energía. La excepción son los estatorreactores de combustión supersónica (scramjets), que pueden alcanzar Mach 15 o más, ya que evitan la desaceleración del aire; los cohetes, por su parte, no tienen un límite de velocidad específico.

El ruido emitido por un motor a reacción tiene muchas fuentes. Estas incluyen, en el caso de los motores de turbina de gas, el ventilador, el compresor, la cámara de combustión, la turbina y el/los chorro/s ​​propulsor/es. ^{[ 94 ]}

El chorro propulsor produce ruido de chorro causado por la violenta acción de mezcla del chorro de alta velocidad con el aire circundante. En el caso subsónico, el ruido es producido por remolinos y en el caso supersónico por ondas de Mach . ^{[ 95 ]} La potencia sonora radiada por un chorro varía con la velocidad del chorro elevada a la octava potencia para velocidades de hasta 600 m/s (2000 ft/s) y varía con la velocidad al cubo por encima de 600 m/s (2000 ft/s) . ^{[ 96 ]} Por lo tanto, los chorros de escape de menor velocidad emitidos por motores como los turbofanes de alto bypass son los más silenciosos, mientras que los chorros más rápidos, como los cohetes, turborreactores y estatorreactores, son los más ruidosos. Para los aviones comerciales a reacción, el ruido del chorro se ha reducido desde el turborreactor, pasando por los motores de bypass, hasta los turbofanes como resultado de una reducción progresiva en las velocidades del chorro propulsor. Por ejemplo, el JT8D, un motor de derivación, tiene una velocidad de chorro de 400 m/s (1450 ft/s), mientras que el JT9D, un turbofán, tiene velocidades de chorro de 300 m/s (885 ft/s) (en frío) y 400 m/s (1190 ft/s) (en caliente). ^{[ 97 ]}          

La llegada del turbofán reemplazó el característico ruido del reactor con otro sonido conocido como ruido de "sierra zumbadora". Su origen reside en las ondas de choque que se originan en la punta de las palas del ventilador supersónico durante el empuje de despegue. ^{[ 98 ]}

Una adecuada transferencia de calor desde las partes operativas del motor a reacción es fundamental para mantener la resistencia de los materiales del motor y garantizar una larga vida útil del mismo. ^{[ 99 ]}

Después de 2016, se continúa investigando el desarrollo de técnicas de enfriamiento por transpiración para componentes de motores a reacción. ^{[ 100 ]}