Propulsori aereonautici

[Vainamoinen]

Ciao a tutti, c'è un'anima pia su questo forum che mi spiega, in dettaglio, alcune differenze fra i vari tipi di propulsione aereonautica?

Che differenza intercorre fra un banale turboelica e un prop-fan (come lo ZMKB D-27 dell'An70)?

E nei turbogetti, che differenza passa fra flusso assiale e flusso centrifugo?

Ancora, come funzioona di preciso uno scramjet?


Grazie per eventuali cortesi risposte.
Buona giornata!
Vainamoinen

[Alejp4]

Allora... vediamo ...
Differenze tra Prop-Fan e normale Turboelica
Il primo tipo Russo AN70 credo abbia il collegamento delle pale controrotanti direttamente collegate al compressore-Turbina sia di bassa Press che di alta Press
Il Tipo GE montato su alcuni DC9 aveva le pale posizionate posteriormente e collegate direttamente alle turbine .
Mente nei turboelica l'elica è mossa da una scatola di trasmissione ripartitore di moto ok?
le differenze principali sono queste.

Turbogetti assiali e centrifughi:
Centrifughi sono composti da un solo disco rotante che invia l'aria compressa
alle camere di combustione esempio pratico.. turbocompressore automobilistico hai presente la girandola...(non siamo alle giostre) che comprime l'aria.. solo che ai lati sono presenti le camere di combustione.
Vantaggi:
elevato rapporto di pressione per stadio basso costo di realizzazione
però in campo aeronautico sono ultra passati perchè il loro sviluppo è limitato, convengono solo per basse potenze e per piccoli motori
Svantaggi:
Ingombro laterale notevole se li hai mai visti sono corti e larghi

Assiali
composti da rotori e statori quelle miriade di palette che si vedono
nei spaccati
Il tipo + diffuso praticamente Jet militari civili e non
composto da
Monoflusso
un compressore+camera di combustione+turbina
Doppio flusso
due compressori bassa/alta press+camera di combust+2turbine alta/bassa
Vantaggi..pressione e potenze elevati..minor ingombro..

Scramjet:
nuovi tipi di motori supersonici denominati ramjet a combustione supersonica, o più brevemente: "scramjet", una variazione del ramjet dove la combustione esterna avviene all'interno dell'aria che fluisce a velocità supersoniche.
Lo Statoreattore, in inglese Ramjet, è un tipo di motore a getto progettato da William Avery.
Lo statoreattore riduce la complessità del motore a reazione eliminando molte delle parti in movimento. In particolare viene eliminato il compressore in quanto è la velocità stessa del velivolo a comprimere l'aria che entra nella presa d'aria. In questo modo diventano superflue le ventole del compressore.

Il principio di funzionamento dello statoreattore è lo stesso del motore a reazione tradizionale. L'aria aspirata dall'esterno entra in una presa, viene compressa e miscelata con il carburante, passa poi nella camera di combustione e quindi viene espulsa dalla parte posteriore a velocità superiore di quella di entrata. Quando l'aria entra in ogni motore a reazione, anche se il velivolo procede a velocità supersonica, viene rallentata a velocità subsonica. In questa fase la sua velocità diminuisce mentre aumenta la sua pressione. Si produce il cosiddetto Ram compression effect. Ad alta velocità questo processo può essere molto efficiente e può comprimere abbastanza aria, quindi sufficiente ossigeno, per permettere una combustione efficace nel motore. Lo statoreattore è costruito appositamente per sfruttare questo effetto di compressione attraverso una progettazione accurata della forma della presa d'aria. In pratica il questo motore può venire descritto come nulla più che un lungo tubo ben progettato. Lo statoreattore non contiene grandi parti in movimento e pertanto è più leggero di un motore turbofan. Risulta pertanto molto indicato per quelle applicazioni che richiedono un motore semplice e piccolo per raggiungere alte velocità.

Lo statoreattore è inefficiente a velocità che vanno dai 500 km/h a velocità pari a Mach 1. Per poter entrare in funzione devono essere spinti ad alte velocità. Risultano quindi poco utilizzabili per le applicazioni generiche quali la motorizzazione di velivoli civili o militari. Per renderli utilizzabili su un ampio spettro di velocità come avviene per i motori a reazione oggi utilizzati, cioè permettere loro di poter passare dalla bassa alla alta velocità e di venire utilizzati a quote basse così come a quelle alte, si rendono necessari molti interventi progettuali che comporterebbero la perdita dei vantaggi tipici di questa formula di motori. In pratica gli statoreattori funzionano meglio alla specifica velocità e alla quota esatta per la quale sono stati progettati. Nel volo supersonico gli statoreattori però superano sempre in prestazioni gli equivalenti motori turbogetto tradizionali mentre sono meno efficienti di questi nel volo alle basse velocità. Nei confronti dei motori a razzo sono più efficienti di quest'ultimi per quello che riguarda il consumo di carburante....
Spero di averti chiarito la situazione.

Ti consiglio di documentarti con alcuni testi che trovi tranquillamente nelle librerie aeronautiche..

Alessandro

[Airspeed]

Testo originale scritto da Alejp4
Mente nei turboelica l'elica è mossa da una scatola di trasmissione ripartitore di moto ok?


Nei turboelica l'elica comunque è mossa dalla turbina: si tratta sempre di una turbomacchina. Non ho capito cosa intedevi con la frase che ho quotato. Intendevi che l'elica non è mossa da una turbina?

Ciao
airspeed

[Alejp4]

Si effettivamente rileggendo.....non è chiaro.
Certo intedevo dire si che è sempre mossa dalla turbina.

Grazie per la precisazione Airspeed:)

Ale

[I-DISA]

Testo originale scritto da Alejp4
Allora... vediamo ...
Mente nei turboelica l'elica è mossa da una scatola di trasmissione ripartitore di moto ok?

le differenze principali sono queste.

Turbogetti assiali e centrifughi:
Centrifughi sono composti da un solo disco rotante che invia l'aria compressa
alle camere di combustione esempio pratico.. turbocompressore automobilistico hai presente la girandola...(non siamo alle giostre) che comprime l'aria.. solo che ai lati sono presenti le camere di combustione.
Vantaggi:
elevato rapporto di pressione per stadio basso costo di realizzazione
però in campo aeronautico sono ultra passati perchè il loro sviluppo è limitato, convengono solo per basse potenze e per piccoli motori
Svantaggi:
Ingombro laterale notevole se li hai mai visti sono corti e larghi

Assiali
composti da rotori e statori quelle miriade di palette che si vedono
nei spaccati
Il tipo + diffuso praticamente Jet militari civili e non
composto da
Monoflusso
un compressore+camera di combustione+turbina
Doppio flusso
due compressori bassa/alta press+camera di combust+2turbine alta/bassa
Vantaggi..pressione e potenze elevati..minor ingombro..

Scramjet:

Lo statoreattore riduce la complessità del motore a reazione eliminando molte delle parti in movimento. In particolare viene eliminato il compressore in quanto è la velocità stessa del velivolo a comprimere l'aria che entra nella presa d'aria. In questo modo diventano superflue le ventole del compressore.





1)
I turbgas con compressori centirfughi sono composti da un numero di stadi rotorici di compressione che va da 1 a 2 o3. Qeulli degli APU aeronautici ne hanno 2.

Vantaggi dei compressori centirfughi:
il rapporto manometrico di compressione di stadio è di 3-4 che è molto elevato. Con solo un paio di schiere ri raggiunge un rapporto di compressione attorno ai 9-16.

Svantaggi dei compressori centrifughi:
basso rendimento abiabatico di compressione stadio per via dell'elevato rapporto manometrico di compressione di stadio. Adatti per macchine di piccolo taglio (1-5MW max) o per impianti il cui uso e breve e sporadico (apu aerei)

2)
I turbogas che si usano per la propulsione aeronauticha hanno sia i compressori che le turbine assiali.

Vantaggi del compressore assiale:
Elevato rendimento adiabatico di compressione di stadio.

Svantaggi del compressore assiale:
Basso rapporto manometrico di compressione di stadio (1,1-1,3). Necessità di disporre molti stadi in cascata.

3)
Lo scramjet elimina tutte le parti in movimento. Diventano superflue le schiere rotoriche di compressore che sono sostituite nello scramjet da un convergente e diventano superflue le schiere rotoriche di turbina che sono sostituite da un divergente.

[Vainamoinen]

Grazie per le risposte. Gli scramjet più o meno avevo già idea di cosa fossero (leggo la solita RID), ma volevo una conferma. Idem per i motori assiali e centrifughi.

Sui prop-fan: se ho ben capito quindi, si tratta di avere le centrifughe di BP "fuori" dal motore, invece che dentro a movimentare il flusso di aria fredda. E' corretto?
Ma in un prop-fan ad eliche controrotanti quanti alberi possiedo: due o tre?


Ciao!

[I-DISA]

Testo originale scritto da Vainamoinen

Sui prop-fan: se ho ben capito quindi, si tratta di avere le centrifughe di BP "fuori" dal motore, invece che dentro a movimentare il flusso di aria fredda. E' corretto?
Ma in un prop-fan ad eliche controrotanti quanti alberi possiedo: due o tre?


Ciao!


Dunque:
I prpfan che hanno 2 schiere di pale in corrente libera ne hanno una alettata sull'albero di alta uno su quello di bassa. A volte ne hanno una sola. Da evidenziare che nei propfan gli organi della turbina a gas contribuiscono a fornire spinta anche essi, come si può notare daglu ugelli di scarico.
http://www.airliners.net/open.file/537804/L/
Di solito i propulsori aeronautici sono bialbero. I modelli RR più grandi sono trialbero.

Il grosso vantaggio del propfan era il bypass ratio che toccava i 20-25.

Mi sembra di ricordare che la strada del propfan fu abbandonata anche per problemi di rumore (anche se a fare un ragionamento logico a riguardo non mi tornano i conti).

[Vainamoinen]

Ok, lentamente mi stò facendo un'idea sempre più corretta del prop-fan...

Tornando ai turbofan classici, c'è una cosa che mi incuriosisce. Se non vado errando, il Kuznetsov NK-321 che equipaggia il Tu-160 BLACKJACK ex-sovietico ha ben tre stadi di compressione: qualcuno sa spiegarmi quindi come funziona? Ha tre flussi, oppure lo stadio intermedio serve solo a comprimere ciò che verrà nuovamente compresso nell'AP (cioè, hanno lo stesso flusso)?
Spero di esser stato chiaro nella domanda...

Ciao!
Vainamoinen

[I-DISA]

Testo originale scritto da Vainamoinen
Ok, lentamente mi stò facendo un'idea sempre più corretta del prop-fan...

Tornando ai turbofan classici, c'è una cosa che mi incuriosisce. Se non vado errando, il Kuznetsov NK-321 che equipaggia il Tu-160 BLACKJACK ex-sovietico ha ben tre stadi di compressione: qualcuno sa spiegarmi quindi come funziona? Ha tre flussi, oppure lo stadio intermedio serve solo a comprimere ciò che verrà nuovamente compresso nell'AP (cioè, hanno lo stesso flusso)?
Spero di esser stato chiaro nella domanda...

Ciao!
Vainamoinen

Stop.
Mi sa che stiamo facendo confusione, mi spiego perchè:

tre stadi di compressione sono nulla; se consideriamo un rapporto manometrico di compressione di stadio di 1,3 (in media è così), otteniamo un rapporto globale di compressione di 2,2. I propulsori aeronautici hanno un rapporto manometrico di compressione che va dai 20 ai 40.
Forse quel 3 sono i numeri di alberi motore. Di solito sono bialbero ma quancuno opta per la soluzione trialbero.
Riforumla la domanda in modo più chiaro e vediamo se riusciamo a rispondere in maniera esauriente.
Ciao!

[Vainamoinen]

Si, mi sono esptresso male! Mrea culpa!
L'NK321 ha tre alberi: ventola a 3 stadi, compressore intermedio a 5 e compressore AP a 7 stadi. Cosa devo dedurne? Che l'IP e l'AP (o HP) comprimono lo stesso flusso?

[I-DISA]

Perfetto.

Dunque: il tu-160 è l'alterego del B1 occidentale. E' un caccia bombardiere supersonico.
In campo militare su usa nella quasi totalità dei casi il propulsore Turbojet, senza ricorrere mai al Turbofan. E' usato talvolta il Turbogetto a doppio flusso ma questo lo si fa solo per alcuni dei più moderni caccia e quindi non è il caso in questione.
Ergo il motore del 160 non separa i flussi. Tutta l'aria passa per il core del motore, bypassratio = 0.

[Vainamoinen]

Dai dati che ho in tabella (RID11/1995), il Samara (ho sbagliato costruttore prima..) NK-231 è un turbofan. Il by pass è 1,4:1, il rapp compressione è 28,4:1. Quindi? Doppio flusso o triplo flusso? Fra l'altro, per raffreddare l'AB, viene detto che si usa aria fresca spillata dal compressore: il che implica almeno due flussi...


Perdonami, non per essere pignolo, ma il Tu160 non è l'altergo del B1b LANCER, semmai lo è del progettato B1a. Il B1b, cioè l'aereo in servizio effettivo, è un aereo da penetrazione a bassa quota (mach 0,89), mentre il B1a (aereo cancellato da Carter nel 1977) e il Tu160 sono aerei per penetrazione supersonica ad alta quota. La differenza la si vede anche esteriormente nella configurazoione delle ali a geometria variabile.

Ciao!

[I-DISA]

Testo originale scritto da Vainamoinen
Dai dati che ho in tabella (RID11/1995), il Samara (ho sbagliato costruttore prima..) NK-231 è un turbofan. Il by pass è 1,4:1, il rapp compressione è 28,4:1. Quindi? Doppio flusso o triplo flusso? Fra l'altro, per raffreddare l'AB, viene detto che si usa aria fresca spillata dal compressore: il che implica almeno due flussi...




1)
Ok, allora avendo un bypass così basso ma avendolo si tratta di un turbogetto a doppio flusso. Una piccola parte di portata massica non attraversa il core e va direttamente agli ugelli. E' una soluzione di compromesso tra il turbogetto ed il turbofan.
Come funziona:
Non c'e' fan. L'aria che passa nella corona circolare delimitata dal diametro della prima schiera rotorica di compressore e dal diametro della schiera rotoricha di uno stadio successivo di compressione, passa circonferenzialemnte al core del motore e va agli ugelli.

2)
Motori a triplo flusso non esistono. Il flusso o passa attraverso il core, o passa in parte nel core ed in parte corconferenzialemnte.

3)
In un motore aeronautico ma più in generale in un impianto turbina a gas, ci sono molteplici spillamenti di portata massica al compressore che servono per alimentare diverse utilities. Lo spillamento più importante è quello che convolgia l'aria alle prime schiere (in genere 2) rotoriche di turbina. Tale accorgimento lo hanno anche le turbine a gas industriali od i turbogetti che sono a flusso unico.
La portata massica di aria spillata al compressore per questi compiti non partecipa al ciclo che produce lavoro come invece fà l'aria che passa attraverso il core o l'aria che passa circonferenzialemnte espolsa dagli ugelli.
Quinditi non trattasi di un terzo flusso ma bensì di alcuni spillamenti di aria sacrificata al ciclo ma vitale per il funzionamento della macchina.

[I-DISA]

Testo originale scritto da I-DISA
1)
Ok, allora avendo un bypass così basso ma avendolo si tratta di un turbogetto a doppio flusso. Una piccola parte di portata massica non attraversa il core e va direttamente agli ugelli. E' una soluzione di compromesso tra il turbogetto ed il turbofan.
Come funziona:
Non c'e' fan. L'aria che passa nella corona circolare delimitata dal diametro della prima schiera rotorica di compressore e dal diametro della schiera rotoricha di uno stadio successivo di compressione, passa circonferenzialemnte al core del motore e va agli ugelli.

2)
Motori a triplo flusso non esistono. Il flusso o passa attraverso il core, o passa in parte nel core ed in parte corconferenzialemnte.

3)
In un motore aeronautico ma più in generale in un impianto turbina a gas, ci sono molteplici spillamenti di portata massica al compressore che servono per alimentare diverse utilities. Lo spillamento più importante è quello che convolgia l'aria alle prime schiere (in genere 2) rotoriche di turbina. Tale accorgimento lo hanno anche le turbine a gas industriali i turbogetti che sono a flusso unico.
La portata massica di aria spillata al compressore per questi compiti non partecipa al ciclo che produce lavoro come invece fà l'aria che passa attraverso il core o l'aria che passa circonferenzialemnte espolsa dagli ugelli.
Quinditi non trattasi di un terzo flusso ma bensì di alcuni spillamenti di aria sacrificata al ciclo ma vitale per il funzionamento della macchina.

[Vainamoinen]

Ok, grazie I-DISA!

Tornero con altre domande in seguito!

[Vainamoinen]

Allora, vediamo se ho capito qualcosa dei motori aerei.

Il Rapporto di compressione è in pratica il lavoro che fanno ventole+compressore sull'aria per immetterla nella camera di combustione. Più è alto il valore, più il motore è efficente.

Il Rapporto By-Pass invece mi da indizio della tipologia del motore.
Alto, avrò molta spinta per basse velocità.
Basso, alta velocità e bassa spinta.

E' corretto?

[I-DISA]

Testo originale scritto da Vainamoinen
Allora, vediamo se ho capito qualcosa dei motori aerei.

Il Rapporto di compressione è in pratica il lavoro che fanno ventole+compressore sull'aria per immetterla nella camera di combustione. Più è alto il valore, più il motore è efficente.

Il Rapporto By-Pass invece mi da indizio della tipologia del motore.
Alto, avrò molta spinta per basse velocità.
Basso, alta velocità e bassa spinta.

E' corretto?

in parte:

1)
Il rapporto manometrico di compressione non è un lavoro ma un numero adimensionale che indica quante volte il fluido viene compresso rispetto alla pressione che ha in entrata. I massimi di rendimento del motore si hanno attorno a rapporti manometrici di 60-70, successivamente tale rendimento decade. I turbogas industriali hanno rapporti manometrici attorno a 10-15, quelli aeronautici attorno ai 20-40.

2)
Il bypass ratio è : portata massica agli ugelli fredda/portata massica agli ugelli calda.
BPR alti li hanno gli aerei civili perchè cio' comporta un aumento del rendimento propulsivo ed un abbattimento dei rumori.
BPR bassi li hanno i velivoli militari in cui ci sono meno restrizioni sul rumore e meno problemi con il carburante.

ciao!

[B7E7-FLR]

Testo originale scritto da I-DISA
in parte:

1)
Il rapporto manometrico di compressione non è un lavoro ma un numero adimensionale che indica quante volte il fluido viene compresso rispetto alla pressione che ha in entrata. I massimi di rendimento del motore si hanno attorno a rapporti manometrici di 60-70, successivamente tale rendimento decade. I turbogas industriali hanno rapporti manometrici attorno a 10-15, quelli aeronautici attorno ai 20-40.



Aggiungo che oltre i 35-40 non è conveniente andare perchè il flusso sarebbe troppo denso e le perdite per attrito del flusso sulle palette troppo elevate. L'attrito provoca un riscaldamento del flusso e lo espande, proprio l'effetto opposto che si vuole nel compressore. Si deve quindi cercare una soluzione di "giusto compromesso".

[I-DISA]

Testo originale scritto da B7E7-FLR
Aggiungo che oltre i 35-40 non è conveniente andare perchè il flusso sarebbe troppo denso e le perdite per attrito del flusso sulle palette troppo elevate. L'attrito provoca un riscaldamento del flusso e lo espande, proprio l'effetto opposto che si vuole nel compressore. Si deve quindi cercare una soluzione di "giusto compromesso".


Se dai 40 attuali si andasse avanti fino a 60 si rtrarrebbero benefici dal punto di vista del rendimento. Tuttavia la curva del rendimento in funzione del rapporto manometrico di compressione è molto piatta dopo 35-40, quindi per frandi sforzi tecnici si trarrebbero piccoli benefici.
Inoltre dopo 15-18 di rapporto manometrico di compressione il lavoro specifico delle turbine a gas decresce lentamente.
Quindi il compromesso dei propulsori aero è orientato a fornire comunque un buon lavoro specifico privileggiando gli aspetti del rendimenro.

[Vainamoinen]

Testo originale scritto da I-DISA

2)
Il bypass ratio è : portata massica agli ugelli fredda/portata massica agli ugelli calda.
BPR alti li hanno gli aerei civili perchè cio' comporta un aumento del rendimento propulsivo ed un abbattimento dei rumori.
BPR bassi li hanno i velivoli militari in cui ci sono meno restrizioni sul rumore e meno problemi con il carburante.

ciao!

Grazie a tutti per le delucidazioni!

Ma, I-DISA, al "punto 2)" mi sa che ti sbagli. E' vero che le normative in fatto di rumore sono severe, ma il BPR credo dipenda proprio come dico io, cioè dalla tipologia d'impiego del motore.
Un esempio classico: il General Electric TF39 - CF6. Entrambi i motori sono in pratica la versione militare e civile di un unico motore, cambiando però la ventola, e quindi il BPR. Nel TF39, sviluppato originariamente per il C5 Galaxy, il BPR è 8:1,visto che non serve grane velocità al cargo, bensì molta spinta. Dal TF 39 la GE ha derivato il CF6, cambiando la ventola e modificando il bpr portato a 5,7:1, poichè ai DC10 serviva più velocità e meno spinta.

Ciao!

[I-DISA]

Testo originale scritto da Vainamoinen
Grazie a tutti per le delucidazioni!

Ma, I-DISA, al "punto 2)" mi sa che ti sbagli. E' vero che le normative in fatto di rumore sono severe, ma il BPR credo dipenda proprio come dico io, cioè dalla tipologia d'impiego del motore.
Un esempio classico: il General Electric TF39 - CF6. Entrambi i motori sono in pratica la versione militare e civile di un unico motore, cambiando però la ventola, e quindi il BPR. Nel TF39, sviluppato originariamente per il C5 Galaxy, il BPR è 8:1,visto che non serve grane velocità al cargo, bensì molta spinta. Dal TF 39 la GE ha derivato il CF6, cambiando la ventola e modificando il bpr portato a 5,7:1, poichè ai DC10 serviva più velocità e meno spinta.

Ciao!

Allora vediamo di fare un po' di chiarezza se ci riesco:

La spinta che un propulsore aeronautico eroga è proporzionale a 2 fattori:
1) La portata massica per unità di tempo che esso elabora (m)
2) L'incremento di velocità che conferisce al fluido. Chiamiamo (u) la velocità con cui il fluido entra nel motore, (v) la velocità con la quale il fluido esce e (Du) la differenza (v-u)
Ove (v-u)>0

Quindi:

Spinta=m*Du

Quindi per conferire più spinta posso giocare su 2 fattori: incrementare la portata massica od accelerare il fluido maggiormente agli ugelli aumentando v.

Tuttavia incrementare la v (quindi la differenza Du) mi porta ad un calo del rendimento propulsivo per via dell'incremento dell'energia cinetica allo scarico.

Definiamo il rendimento propulsivo:

n=2/(1+v/u)

E' ora evidente che all'aumentare del valore di v (cioe del Du) riesco ad ottenere incrementi in termini di spinta ma decrementi del rendimento propulsivo n.
Inoltre il rumore è propozionale a v^8 ed è un ulteriore motivo per cercare di ridurre la v.


Esistono 2 strade:

1) Cercare di conferire spinta aumentando enorrmemente la portata massica elaborata e riducendo il più possibile il Du mettendo l'enorme fan davanti al turbogetto. Ciò comporta (a parità di spinta) aumento repentino del rendimento n e calo del rumore. Tale soluzione è usata in aviazione civile.

2) Cercare di conferire spinta aumentando molto il Du e non mettendo il fan. In questo modo si ottengono motori molto più compatti (radialmente) ma enormemente più rimorosi e più assetati. Tale soluzione è usata in campo militare ove problemi di costi carburante e di rumore sono secondari.

E' chiaro che ho messo in evidenza soltanto concetti di base, che pero' sono più che sufficenti per l'approccio iniziale alla questione e non richiedono conoscenze specifiche in campo schientifico-ingegneristico.

Tuttavia, se per caso mi sono espresso male, segnalamelo e cercherò di essere più chiaro.

ciao!

[I-DISA]

C'e un ulteriore motivo per cui il turbofan è poco usato in campo militare.

Con l'aumentare del'ingombro radiale delle palette aumentano:

Ingombri radiali
Le forze che agiscono sulle palette
Le velocità relative pala-fluido delle parti più estreme dalla pala con problemi di nascita di urti.

Quindi anche volendo con numeri di Mach>1 giocoforza non è facile costruire turbofan.


Da qui a volte l'uso del compromesso del turbogetto a doppoi flusso; soluzione obsoleta per l'aviazione civile (JT8D motore dell'MD80) all'avanguardia in campo militare (motore F16, EF2000...)

[Vainamoinen]

Grazie ancora I-DISA, stò contraendo debiti secolari con te a causa delle tue spiegazioni. Non temere aspiegarti in modo scientifico-ingegneristico: sono all'ultimo anno di ingegneria elettrica a Pavia...

Altre due domande:

a) E' possibile operare con un turbofan, anche se di bpr limitato, oltre mach 1, pur accettando i da te citati problemi di ingombro radiale? Magari limitando i problemi di flusso sulle palette con prese d'aria appositamente progettate?

b) I Postbruciatori devono necessariamente essere collocati all'uscita dello scarico, oppure basta metterli in coda al motore? Cioè, se il motore è per così dire "intubato", può cmq essrre dotato di AB? Si potrebbero quindi così "nascondere" le fiamme dell'AB e migliorare le caratteristiche stealth dell'aereo?

Sprero di essere stato chiaro... perdona la grossolanità con la quale mi esprimo...

Ciao!

[I-DISA]

1)
La risposta alla domanda 1 già esiste ed è il tyrbogetto a doppio flusso (chiamato sempre turbofan anche se impropriamente).

2)
I postbruciatori devono essere collocati prima delgli ugelli, quindi ancora dentro il tubo. Sulla riduzione delle emissioni di claore con appositi congengi ti posso dire un paio di cose ma sono solo nozioni:

Il B2 ha un sistema di quel tipo che permette di ridurre le emissini dei suoi motori che pero' non hano afterburner.

L'F22 Raptor è dotato di propulsori che gli permettono di andare in supersonico senza dover ricorrere al postbruciatore (anche se non so fino a quale volocità).

[Vainamoinen]

1) Ok, grazie...

2) Quindi, di fatto, gli AB posso collocarli ovunque, il fatto che le "fiammate" escano dall'ugello non è significativo per il suo funzionamento. Se

Sui sistemi per ridurre la segnatura IR, posso dirti anch'io un paio di cose. Circa il B2, lo si è risolto alla radice adottando una vversione degli F101 (i motori del B1b) senza AB, e collocati ben dentro all'ala: g.li scarichi sono invisibilii, mentre la particolare forma degli ugelli, simili a quelli dell'YF23 fa si che l'aria esterna si mischi subito con quella scaricata dai motori, abassando considerevolemente la temperatura. Similmente, nell'F22, gli spigoli vivi dell'ugello servono a creare anch'essi delle turbolenze, sicchè l'aria calda del motore si mischia più rapidamente. Ovviamente con gli AB inseriti, la traccia IR dell'F22 è simile a quella di qulasisi altro aereo di V generazione (Typhoon, Rafale...). La supercruise, cioè la capacità di volare oltre mach 1 senza AB, diprende semplicemene dalla potenza dei motori a secco e dal rapporto spinta/peso... gli F119 hanno notevole potenza, menttre l'F22 è molto leggero... voilà, supercruise assicurata!