Motore a reazione

Unmotore a reazioneomotore a getto(o, con un anglicismo,jet engine) è unmotoreche trasforma l'energia chimicadelcombustibileinenergia cineticadei gas combusti detti quindigetto,per sfruttare ilprincipio di azione e reazione esteso.La spinta di reazione, che attua il movimento, è proporzionale alla portata in massa dei gas che passano nel motore e alla differenza fra la loro velocità di scarico e la velocità di avanzamento dell'aereo.

UnelicotteroSH-60B Sea Hawklancia unmissileAGM-119 Penguin.Il missile è spinto dalla forza del motore a getto.

Questa definizione comprende propulsori aturbogetto,aturboventola,arazzo,statoreattori,pulsoreattorie adidrogetto.In generale, la maggior parte dei propulsori a getto sonomotori a combustione interna,anche se esistono forme senza combustione. L'esempio più semplice di spinta di reazione è ilrinculoche si nota durante lo sparo delle armi da fuoco: queste ricevono una spinta di reazione opposta alla direzione di uscita del proiettile, proporzionale alla massa ed alla velocità dei gas prodotti dalla cartuccia di lancio deflagrante.

Nell'uso comune, il termine 'propulsore a getto' fa riferimento ad un propulsore a combustione interna dettoturbogas,composto tipicamente da un compressore dinamico (assialeocentrifugo) mosso da unaturbina( "Ciclo Brayton"), dove l'energia residua dei gas combusti viene convertita in spinta attraverso unugello di scarico.Questi tipi di motori sono impiegati negli aerei a getto per i viaggi a lunga distanza. I primi aerei di questo tipo impiegavano propulsori aturbogetto,che erano relativamente inefficienti per i volisubsonici.Gli aerei moderni impiegano generalmente propulsori aturboventola,che permettono di aumentare le velocità e, sulle lunghe distanze, una maggiore efficienza rispetto ad altre forme di trasporto.

Storia

L'idea alla base dei propulsori a getto risale ad un periodo antecedente al primo secolo a.C., quandoErone di Alessandria,un matematico dell'Antica Greciadescrisse l'Eolipila.Questa macchina impiegava la potenza del vapore, diretta attraverso due ugelli in modo da far ruotare rapidamente una sfera attorno al proprio asse. Si pensa che non sia stata impiegata per fornire potenza meccanica e che le potenziali applicazioni pratiche di questa invenzione non siano state riconosciute: il dispositivo fu considerato all'epoca una semplice curiosità.

La propulsione a getto vera e propria avvenne con l'invenzione deirazziin Cina nel XIII secolo. Inizialmente lo scarico del razzo era impiegato per ifuochi d'artificio,ma gradualmente l'idea evolse nello sviluppo di armi. Successivamente la tecnologia incontrò uno stallo per centinaia di anni.

Il primo dispositivo artificiale volante con propulsione viene attribuito adArchita,il matematico greco fondatore della meccanica. Egli, come viene riferito daAulo Gelliocinque secoli dopo, progettò un dispositivo a forma di volatile spinto da un getto (probabilmente di vapore) che volò per circa 200 metri.

Nel1633,nellaTurchia ottomana,Lagâri Hasan Çelebiriuscì a sollevarsi da terra con ciò che venne descritto come un razzo a forma di cono, planando successivamente con delle ali e atterrando con successo. Tuttavia, il problema dell'inefficienza dei razzi rendeva le velocità troppo basse per l'impiego in aviazione.

Il Coandă-1910

Nel1910l'ingegnereHenri Coandăprogettò, costruì e pilotò il primo aereo con propulsore a "termogetto", noto comeCoandă-1910.L'aereo venne impiegato pubblicamente nel secondo salone aeronautico internazionale di Parigi. Il motore era a pistoni, con quattro cilindri, che alimentava un compressore. All'aeroporto diIssy-les-Moulineaux,nei pressi diParigi,Coandă perse il controllo dell'aereo, che uscì di pista e si incendiò. Fortunatamente l'inventore riuscì ad allontanarsi e a riportare solo leggere ferite alle mani e al volto. In quel periodo Coandă abbandonò gli esperimenti a causa dello scarso interesse del pubblico e delle istituzioni scientifiche e ingegneristiche. Sarebbero passati circa 30 anni prima del successivo aereo a termogetto, ilCaproni Campini N.1(chiamato a volte C.C.2).

Nel1913René Lorinpropose una forma di propulsore chiamatapulsoreattore,che avrebbe dovuto essere più efficiente. Tuttavia non riuscì a raggiungere velocità sufficienti per diventare operativo, e per qualche tempo il concetto rimase relegato alla sola teoria.

Ciononostante, gli ingegneri iniziarono a capire che i motori a pistoni possedevano limiti intrinseci, in particolare l'efficienza delleeliche.Questa efficienza sembrava raggiungere il culmine quando le punte delle pale dell'elica raggiungevano lavelocità del suono.Se le prestazioni di un propulsore, e quindi di un aereo, dovevano superare questa barriera, allora era necessario impiegare un progetto di motore o addirittura di sistema propulsivo radicalmente diverso. Questa fu la motivazione per lo sviluppo dei propulsori a turbina a gas, detti comunemente motori a getto. Essi divennero rivoluzionari nell'aviazione al pari del primo volo deiFratelli Wright.

I primi tentativi nello sviluppo di motori a getto consistevano in progetti ibridi, nei quali una fonte di potenza esterna comprimeva l'aria. Questa era mescolata con il carburante e bruciata per produrre il getto di spinta. In tale sistema, chiamato termogetto daSecondo Campini,l'aria era compressa da una ventola guidata da un motore convenzionale a pistoni. Altri esempi di una tale soluzione sono: l'aereoCoandă-1910diHenri Coandă,ilCaproni Campini N.1e il propulsore giapponeseTsu-11,progettato per gli aereikamikazeOhkaverso la fine dellaseconda guerra mondiale.Nessuno ebbe ampio successo, e il C.C.2 risultò più lento rispetto ad un aereo analogo con motore tradizionale ad elica.

Il punto di svolta nel raggiungimento di un propulsore a getto vantaggioso fu l'introduzione dellaturbina a gas,usata per estrarre energia dal propulsore stesso in modo da pilotare il compressore. La turbina a gas non era stata sviluppata neglianni trenta,bensì risaliva a molto tempo prima: inInghilterravenne accettato il brevetto di una turbina stazionaria a John Barberun nel1791.La prima turbina a gas in grado di autosostenersi venne costruita nel1903dall'ingegnere norvegeseÆgidius Elling,ma i limiti nel progetto e nelle tecnologie ingegneristiche emetallurgichene impedirono la produzione. I problemi principali erano costituiti dalla sicurezza, dall'affidabilità e dal peso, specialmente in impieghi prolungati.

Nel1915,inUngheria,l'ingegnereAlbert Fonóintravide una soluzione per l'aumento dellagittatadell'artiglieria.L'idea prevedeva un proiettile lanciato da un cannone che possedeva una unità di propulsione astatoreattore.In questo modo era possibile raggiungere distanze superiori nonostante basse velocità iniziali, e si potevano impiegare cannoni relativamente leggeri per l'impiego di proiettili pesanti. Fonó inoltrò la sua idea all'esercito austro-ungherese, ma venne rifiutata. Nel1928richiese un brevetto inGermaniaper un aereo alimentato da statoreattori supersonici. Il brevetto venne concesso quattro anni più tardi.

Il primo brevetto per l'impiego di una turbina a gas nell'aeronautica venne concesso nel1921al franceseMaxime Guillaume.Il tipo di propulsore proposto era un turbogetto a flusso assiale.

Edgar Buckingham,dell'ufficio brevetti statunitense, pubblicò nel1923un rapportodove era presente dello scetticismo sulla competitività economica dei nuovi propulsori in rapporto con quelli ad elica alle basse altitudini e velocità dell'epoca: "non sembra esserci attualmente alcuna prospettiva, in questo tipo di propulsione a getto, di raggiungimento di un qualche valore pratico, anche per scopi militari.".

Negli anni trenta, ilmotore a pistoni,nelle sue varie forme (radiale rotativo e statico,raffreddato ad ariae a liquido), era il solo tipo di propulsore disponibile ai progettisti di aerei. Questa situazione continuò ad essere accettabile per le scarse prestazioni allora richieste agli aerei.

Il primo motore britannico a turbogetto, ilWhittle W.2/700, volò con l'aereoGloster E.28/39,e con ilGloster Meteor

Nel1928un cadetto delCollege CranwelldellaRAFdi nomeFrank Whittleinoltrò formalmente ai suoi superiori la sua idea per un propulsore a turbogetto, progetto che sviluppò ulteriormente nell'ottobre dell'anno successivo.Il 16 gennaio1930fece richiesta di un primo brevetto (concesso nel 1932),che conteneva il progetto di uncompressore assialea due stadi che alimentava un compressore centrifugo. I compressori assiali erano diventati impiegabili nella pratica grazie alle idee diAlan Arnold Griffith,contenute in suo articolo del1926( "An Aerodynamic Theory of Turbine Design" ). Whittle riuscì a mettere in funzione il suo primo motore nell'aprile1937.Era raffreddato a liquido e comprendeva una pompa per il combustibile. Whittle e il suo gruppo tuttavia si trovarono quasi nel panico quando il propulsore non si spense, accelerando anche dopo l'esaurimento del carburante. Si scoprì che il carburante era fuoriuscito e filtrato nel motore, accumulandosi in piccole pozze. Quindi il motore non si fermò fino all'esaurimento di tutto il quantitativo di carburante che era fuoriuscito. Whittle non riuscì a suscitare l'interesse del governo nell'invenzione, e lo sviluppo continuò lentamente.

Heinkel He 178,il primo aereo a volare spinto da un propulsore a turbogetto puro

Nel1935Hans von Ohaininiziò a lavorare su un progetto simile inGermaniain modo indipendente da Whittle. Ohain disse di non aver letto il brevetto di Whittle, e Whittle gli credette. Il suo primo propulsore era strettamente sperimentale e poteva funzionare solo con una sorgente di potenza esterna. Ciononostante riuscì a dimostrare il concetto di base. Ohain in seguito conobbeErnst Heinkel,uno dei maggiori industriali nel campo aeronautico dell'epoca, che vide immediatamente le potenzialità del progetto. Heinkel aveva recentemente acquistato laHirth engine company,e Ohain, assieme aMax Hahniniziarono a lavorare in questa nuova divisione. Il primo propulsore centrifugo, l'Heinkel HeS 1era in funzione a settembre 1937. A differenza del progetto di Whittle, Ohain impiegò come carburante l'idrogeno,spinto con pressione esterna. I progetti successivi culminarono nel propulsoreHeinkel HeS 3,alimentato abenzinaed in grado di generare5kNdi spinta. Installato sullafusolieradell'Heinkel He 178,l'aereo decollò ai comandi diErich Warsitznelle prime ore della mattina del 27 agosto1939.L'He 178 fu il primo aereo a getto del mondo.

Il Campini-Caproni C.C.2 durante il volo Milano-Roma del 30 novembre 1941

InItaliaunmotogetto"Campini" azionato da un 12cilindria VIsotta Fraschini Asso L.121 RC.40raffreddatoa liquidodalla Potenza di 900CV(662kW) equipaggió nel primo volo del 1940 ilCampini-Caproni C.C.2,un aereo sperimentale monoplano e monomotore, dotato dimotoreattoree realizzato dall'aziendaitalianaAeronautica Capronialla fine deglianni trenta.

Il primo aereo a turboelica fu ilJendrassik Cs-1,progettato dall'ingegnere meccanico unghereseGyörgy Jendrassik.Fu prodotto e testato nella fabbrica diGanzaBudapesttra il1938e il1942.Era previsto che equipaggiasse ilbombardiere/ricognitore bimotoreVarga RMI-1X/H, progettato daLászló Varganel1940,ma il programma fu cancellato. Jendrassik progettò anche un piccolo motore a turboelica da75kWnel1937.

Il propulsore di Whittle iniziò a mostrare delle potenzialità, e la sua aziendaPower Jets Ltd.ricevette finanziamenti dal governo. Nel1941,una versione del propulsore chiamataWhittle W.1,in grado di produrre4kNdi spinta, fu installata sull'aereoGloster E28/39,progettato appositamente per quel propulsore. Il primo volo avvenne il 5 maggio1941dalla base aerea Cranwell della RAF.

Immagine di un primitivo propulsore centrifugo (DH Goblin II) che mostra in sezione i componenti interni

Un progettista di motori aeronautici scozzese,Frank Halford,elaborò le idee di Whittle sviluppando una versione "a flusso diretto"; questo progetto divenne ilde Havilland Goblin.

Questi primi progetti, chiamatimotori a flusso centrifugo,avevano la caratteristica di adottarecompressori radiali centrifughi.L'aria veniva aspirata dall'esterno mediante un condotto divergente, capace di convertire parte dell'energia cinetica in pressione. Successivamente il flusso d'aria attraversava la girante dapprima lungo un tratto di ingresso quasi-assiale (inducer) e successivamente lungo un tratto radiale, sfruttandone l'effetto centrifugo per incrementare la pressione. Il vantaggio era che l'idea era già stata compresa e sviluppata nei motori a pistoni, che all'epoca erano spessosovralimentati.Tuttavia, date le limitazioni tecnologiche nella velocità degli alberi motore, il compressore doveva avere un grosso diametro per produrre la potenza richiesta. Per questo motivo i motori avevano una grande sezione frontale, che li penalizzava in ambito aeronautico a causa dellaresistenza di forma.Un ulteriore svantaggio era costituito dal flusso d'aria, che doveva essere raccolto e deviato all'indietro verso la sezione di combustione e successivamente verso la turbina e l'ugello di scarico. Questo schema aumentava la complessità e diminuiva l'efficienza. Questi tipi di propulsori avevano tuttavia i vantaggi di essere leggeri, semplici ed affidabili. Lo sviluppo progredì rapidamente fino a raggiungere progetti più adatti in ambito aeronautico.

Modello "in spaccato" che mostra la struttura interna del motoreJunkers Jumo 004

Il progettista austriacoAnselm Franzdella divisione propulsori dellaJunkers(chiamataJunkers MotorenbauoJumo) ha cercato di risolvere questi problemi con l'introduzione delcompressore a flusso assiale.In questo tipo di compressore un discorotoricoè seguito da palette fisse (statori) a formare unostadio.Dal momento che l'incremento di pressione che può essere generato da uno stadio è abbastanza limitato, un compressore assiale necessita di diversi stadi in serie per ottenere lo stessorapporto di compressionedi un singolo stadio di compressore centrifugo, ma con il vantaggio di ridurre l'ingombro trasversale e la conseguente resistenza aerodinamica. IlMinistro dell'Aria del Reichassegnò alla Junkers il numero di motore 109-004 (dove il 109 indicava la sigla per i motori a getto) mentre la BMW, che aveva iniziato a sviluppare in leggero anticipo il suo motore con compressore a flusso assiale (BMW 003), aveva ottenuto il numero precedente. Dopo aver risolto diversi problemi tecnici, nel1944iniziò la produzione in serie delloJumo 004per essere installato sul primo aereo da combattimento a jet, ilMesserschmitt Me 262(e in seguito il primo cacciabombardiere a jet, ilArado Ar 234). Una serie di fattori diminuì l'affidabilità del propulsore, rallentando la produzione degli aerei. Questo evento impedì alTerzo Reichdi usufruire dei vantaggi dell'aereo nellaSeconda guerra mondiale,anche se il velivolo fu ricordato come il primo impiego di un propulsore a getto in servizio.

Nel Regno Unito, il primo propulsore a flusso assiale, ilMetrovick F.2,fu completato nel1941e venne fatto volare nel1943.Anche se più potente dei progetti centrifughi dell'epoca, la sua complessità e la sua inaffidabilità furono considerati degli svantaggi in tempo di guerra. Il progetto dell'aziendaMetropolitan-Vickersportò al propulsoreArmstrong Siddeley Sapphire,che sarà costruito negli Stati Uniti con il nome di J65.

Dopo il termine della seconda guerra mondiale, i velivoli a getto tedeschi e i loro propulsori vennero studiati approfonditamente daglialleatie contribuirono ai primi modelli di velivoli a getto statunitensi e sovietici. L'eredità dei propulsori a flusso assiale può essere notata in tutti i progetti di aerei adalafissa.

Fin dalla loro introduzione, i propulsori a compressione centrifuga hanno subito un costante miglioramento. Con le migliorie nella tecnologia dei cuscinetti venne aumentata la velocità dell'albero dei motori, riducendo significativamente il diametro dei compressori. La ridotta lunghezza continuò ad essere un vantaggio del progetto, in particolar modo neglielicotteri,dove le dimensioni sono più importanti della sezione frontale. Inoltre i componenti del propulsore sono più robusti e meno soggetti al danneggiamento da oggetti esterni rispetto ai motori con compressori a flusso assiale.

Anche se i progetti tedeschi erano più avanzati aerodinamicamente, i progetti derivati dall'idea di Whittle si dimostrarono più affidabili, grazie alla loro semplicità e alla disponibilità di metalli rari richiesti per la metallurgia avanzata (comenichel,cromoetitanio) dei componenti ad alto fattore di stress come le pale delle turbine e i cuscinetti. I motori inglesi vennero fabbricati sotto licenza negli Stati Uniti, e vennero venduti alla Russia Sovietica che aveva effettuato le operazioni diingegneria inversa.I progetti statunitensi e russi, principalmente propulsori a flusso assiale, cercarono di aumentare le loro performance fino aglianni sessanta,anche se ilGeneral Electric J47fornì prestazioni eccellenti nel velivoloF-86 Sabreneglianni cinquanta.

Un moderno motore a getto turbofan prodotto dalla CFM international

Negli anni cinquanta i motori a getto erano universalmente impiegati negliaerei da combattimento,ad eccezione dei modelli impiegati per particolari compiti. All'epoca alcuni dei progetti inglesi erano già stati autorizzati per l'impiego civile, e apparvero negli aereide Havilland CometeAvro Canada Jetliner.Per gli anni sessanta tutti gli aerei civili di grandi dimensioni possedevano motori a getto, lasciando quelli a pistoni per ruoli di nicchia a basso costo, come i voli cargo.

Le incessanti migliorie nelle turboeliche spinsero il motore a pistoni fuori dal mercato, lasciandolo in servizio solo per i progetti più piccoli e neidroni.In meno di 20 anni il motore a getto raggiunse un impiego universale.

Tuttavia, l'efficienza dei motori a turbogetto era ancora inferiore rispetto ai motori a pistoni ma, neglianni settanta,con l'introduzione dei motori a getto ad alto bypass si riuscì finalmente a raggiungere una efficienza nei consumi superiore a quella dei migliori motori a pistoni e ad eliche.Con questo tipo di propulsori si avverò il sogno di effettuare voli veloci, sicuri ed economici.

Caratteristiche

Spinta

La forza (spinta) generata da un motore a getto è data, in accordo con ilsecondo principio della dinamica,dalla variazione dellaquantità di motodel fluido trattato dal motore nell'unità di tempo:

${\vec {F}}={d(m{\vec {v}}) \over dt}$

dove conFsi è indicata laforza(o spinta appunto), conmlamassadel fluido, convlavelocitàe contiltempo.

Applicazioni aerospaziali

Dato che il principio fisico della reazione è indipendente dall'ambiente, potenzialmente il sistema è valido anche nellospazio,e quindi è adeguatamente applicato di norma in applicazioni spaziali.

Nel caso della propulsione aerospaziale, in base al modo con cui viene fornito ilcomburente,si distinguono due tipi di motore a getto:

• Gliesoreattori:sono motori principalmente aeronautici che comportano lo stivaggio del solocombustibile(ad esempiocheroseneo altri idrocarburi), mentre ilcomburenteè generalmenteossigenoche viene tratto direttamente aspirando aria atmosferica.
• Gliendoreattoriomotori a razzo:sono principalmente di impiego spaziale o da lancio in cui il motore viene alimentato dacomburenteimmagazzinato in serbatoi o miscelato con ilcombustibile.Questa particolarità consente anche l'utilizzo del motore a razzo a quote elevate, dove è minore il contenuto di ossigeno nell'atmosfera, o nello spazio dove l'ossigeno in forma libera è praticamente assente.

Prestazioni

Oltre alla spinta, parametro fondamentale di un propulsore a getto, è importante valutare altre prestazioni per conoscere il costo unitario della spinta. Ovvero costo della sorgente di energia utilizzata ed efficienza della trasformazione della potenza disponibile in potenza propulsiva.

Potenze

Lapotenzaè definita come il lavoro compiuto nell'unità di tempo e misura la quantità di energia scambiata nell'unità di tempo, in un qualunque processo di trasformazione.

Potenza disponibile

Indicata conP_a,la potenza disponibile, se si utilizza energia chimica come sorgente, è l'energia disponibile nell'unità di tempo. Questa è costituita da due termini: il primo dovuto allaportatain massa dicombustibile(o dipropellenti) per l'energia per unità di massa fornita nella combustione ed il secondo dovuto all'energia cinetica posseduta dal combustibile (o dai propellenti) trascinati dal veicolo nel quale sono stivati.

Indicando conV₀la velocità del veicolo, conṁ_claportata massicadel combustibile (il punto indica unaderivazionetemporale e quindi la portata), conQ_cilpotere calorifico del combustibile(l'energia che può essere fornita bruciando un'unità di massa di combustibile), si ha quindi che:

$P_{a}={\dot {m}}_{c}\left(Q_{c}+{\frac {V_{0}^{2}}{2}}\right)$

Questa è la potenza fornita dal motore al fluido propulsivo. Ma parte di questa potenza viene perduta, ovvero non utilizzata ai fini propulsivi.

Potenza del getto

Il compito del propulsore a getto è quello di fornire la potenza disponibile al getto, quindi di trasformare quanta più potenza disponibile inpotenza del getto.

La potenza del getto sarà la somma della potenza propulsiva e della potenza dissipata.

Potenza propulsiva

Lapotenza propulsivadi un motore a getto, ovvero la potenza effettivamente utilizzata per la propulsione, è il prodotto della spintaSper la velocità di voloV₀:

$P_{p}=SV_{0}.$

Potenza dissipata

Lapotenza dissipata,nei motori a getto chiamata anchepotenza residua del getto,è la potenza che viene spesa per accelerare il getto. La potenza dissipata si ottiene moltiplicando l'energia cinetica residua del getto, per unità di massa, per la portata di fluido propulsivo. A seconda della tipologia di motore si avrà:

motore ad elica (quindi anche a combustione interna):

$P_{d}={\dot {m}}_{elica}\left(V_{e}-V_{0}\right)^{2}$

esoreattori:

$P_{d}=\left({\dot {m}}_{a}+{\dot {m}}_{c}\right)\left(V_{e}-V_{0}\right)^{2}$

endoreattori:

$P_{d}={\dot {m}}_{p}\left(V_{e}-V_{0}\right)^{2}$

doveṁ_elicaè la portata massica attraverso il disco dell'elica,ṁ_ala portata massica di fluido propulsivo che fluisce nel motore,ṁ_cla portata massica del combustibile aggiunto al fluido propulsivo edṁ_pla portata massica dei propellenti. InfineV_eè la velocità del flusso a valle dell'elica o allo scarico.

Rendimenti

Rendimento termico

Ilrendimento termicoorendimento termodinamico,è una misura dell'efficienza con la quale un motore converteenergia chimicain energia utilizzabile ai fini propulsivi ed è indipendente dalle condizioni di volo. Nel caso di un propulsore a getto è possibile approssimare la potenza utilizzabile ai fini propulsivi,P_motore,come potenza del getto, anche se in questo caso dovrebbero essere presi in considerazione anche gli attriti degli organi meccanici interni.

Quindi il rendimento termico si indica come:

$\eta _{t}={\frac {P_{motore}}{P_{a}}}$

Rendimento propulsivo

Una parte della potenza del getto viene persa sotto forma dienergia cinetica residua del getto.Di ciò si tiene conto nel coefficiente direndimento propulsivo,il rapporto tra potenza propulsiva e potenza del getto o, il che è lo stesso, tra il lavoro impiegato per la propulsione ed il lavoro fornito al fluido:

$\eta _{p}={\frac {P_{p}}{P_{g}}}={\frac {L_{p}}{L_{g}}}$

Lapotenza propulsivapuò essere scritta come laspintadel motoreTmoltiplicata per la velocità di voloV₀:

$P_{p}=TV_{0}={\dot {m}}(V_{e}-V_{0})V_{0}$

mentre la potenza del getto può essere scritta come la differenza di energia cinetica del flusso nell'unità di tempo:

$P_{g}={\frac {1}{2}}{\dot {m}}(V_{e}^{2}-V_{0}^{2})$

e quindi il rendimento propulsivo diverrà, dopo alcuni passaggi matematici:

$\eta _{p}={\frac {2}{1+{\frac {V_{e}}{V_{0}}}}}$

Da questa espressione si può evincere che il rendimento aumenta al tendere della velocità di scarico alla velocità di volo. Si ricorda però che quando la velocità del getto coincide con la velocità di volo la spinta è nulla.

Rendimento globale

Ilrendimento globaleorendimento totaleè definito come il prodotto del rendimento termico per il rendimento propulsivo:

$\eta _{g}=\eta _{t}\cdot \eta _{p}={\frac {P_{g}}{P_{a}}}\cdot {\frac {P_{p}}{P_{g}}}={\frac {P_{p}}{P_{a}}}$

nella progettazione i valori del rendimento globale si deducono dai valori dei rendimenti termico e propulsivo.

Consumo specifico e impulso specifico

Un altro parametro importante per la valutazione delle prestazioni di un propulsore è ilconsumo specifico.Questo parametro indica quanto combustibile è necessario consumare nell'unità di tempo per ottenere una prestazione di riferimento. Per i propulsori a getto, dato che il valore delle prestazioni dipende molto dalle condizioni di volo, per avere un riferimento comune spesso si considerano i valori in condizioni a punto fisso. Per i propulsori ad elica il riferimento è lapotenzasviluppata, mentre per i propulsori a getto il riferimento è laspintasviluppata.

Per i propulsori ad elica a combustione interna il consumo specifico è pari al consumo di combustibile o di carburante nell'unità di tempo diviso per la potenza all'asse dell'elica (P_ax), spesso abbreviato come BSFC,brake specific fuel consumptiono consumo specifico a punto fisso:

${\mathit {BSFC}}={\frac {{\dot {m}}_{f}}{P_{ax}}}$

misurato in:

$\left[\mathrm {\frac {g/s}{W}} \right]$oppure$\left[\mathrm {\frac {kg/h}{kW}} \right].$

Per i propulsori turboelica si considera ilconsumo specifico equivalenteche prende in considerazione anche la potenza sviluppata dal getto di scarico (la cui spinta è abbreviata conT_j):

${\textstyle {\mathit {EBSFC}}={\frac {{\dot {m}}_{f}}{P_{ax}+T_{j}V_{0}/0.8}}.}$

dove 0.8 indica un rendimento propulsivo convenzionale (valore tipico) dell'elica, vedi Lentini (https://archive.org/details/pa22a) pagg. 94, 159. Per quanto riguarda gli esoreattori il consumo specifico sarà riferito alla spinta anziché alla potenza (thrust specific fuel consumption):

${\mathit {TSFC}}={\frac {{\dot {m}}_{f}}{T}}$

la quale è misurata in:

$\left[\mathrm {\frac {g/s}{N}} \right]$oppure$\left[\mathrm {\frac {kg/h}{kN}} \right].$

Infine, nel caso degli endoreattori, si preferisce l'impiego dell'inverso del consumo specifico dettoimpulso specifico.Per gli endoreattori l'impulso specifico è definito come il periodo di tempo per cui un'assegnata massa di propellente è in grado di fornire una spinta pari al suo peso alivello del mare.L'impulso specifico è misurato insecondie si esprime come:

$I_{sp}={\frac {T}{{\dot {m}}_{f}\,g_{0}}}$

dove cong₀si è indicata l'accelerazione di gravitàa livello del mare.

Autonomia

L'autonomia è un parametro prestazionale che non riguarda solo il motore, ma l'accoppiamento motore-veicolo. In italiano tale termine può intendere la massima distanza percorribile (spesso si indica anche comeautonomia chilometrica,raggio d'azioneo iningleseaircraft rangeoferry range) oppure il massimo tempo in cui un velivolo può rimanere in aria (autonomia orariao in ingleseflight endurance).

Se si considera il caso di volo a quota e velocità costanti, la spintaTdeve essere in modulo pari alla resistenza aerodinamicaDdel veicolo.

Voci correlate

• Esoreattore
• Motore a razzo
• Turboventola
• Turbogetto

Altri progetti

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Collegamenti esterni

• Approfondimento sui motori a getto di uso aeronautico del portale di aviazione www.ilvolo.it,suilvolo.it.