Propulsione aerea/Capitolo XI°: differenze tra le versioni
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è quindi<br />
:::<math> (54)\qquad \frac{p_1}{p_0}=(\frac{T_1}{T_0}^{\frac{k}{k-1}}=(1+\frac{k-1}{2}M^{2})^{\frac{k}{k-1}}r_c</math>.<br />
Segue la combustione a pressione costante sino alla temperatura '''T<sub>2</sub>'''e l'entalpia cresce dal segmento '''B'''.<br />
Nel complesso '''distributore-turbina-ugello''' si ha l'espansione sino alla pressione ambiente; parte del salto di [[w:entalpia|entalpia]] disponibile (segmento '''C-A''') è assorbito come lavoro meccanico dalla turbina che a sua volta la cede al compressore ricomparendo nel fluido come salto<br />
::::::<math>\ i_1-i_{01}</math><br />
(segmento '''A''').<br />
L'energia cinetica di efflusso<br />
::::::<math> \frac{v^{2}}{2g}</math><br />
corrisponde al salto di entalpia '''C-A'''; la differenza di energia cinetica<br />
::::::<math>\ (\frac{v^{2}}{2g}-\frac{V^{2}}{2g})</math><br />
corrisponde al salto di entalpia '''D=C-(A+H).
==Il turbogetto normale reale==
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