Propulsione aerea/Capitolo XVI°: differenze tra le versioni
Contenuto cancellato Contenuto aggiunto
Riga 10:
Supponendo perduto per imperfezioni varie della macchina anche il '''50%''' dell'energia, si avrebbe avuto il rendimento totale '''0,2''' (ancora accettabile 100 anni fa) per rapporto di compressione '''06'''.<br />
Le migliori realizzazioni dell'epoca diedero invece rendimenti globali di qualche centesimo; la delusione fu grande , ma si sarebbe potuto evitare con una analisi più rigorosa dei fatti fisici che realmente accadono.<br />
Si è visto infatti che il rendimento termodinamico effettivo '''η<sub>t</sub><sup>*</sup>''' della turbina a gas dipende oltre che dal rapporto di compressione dai rendimenti del compressore '''η<sub>c</sub>''', della turbina '''η<sub>tu</sub>''' e dal rapporto<br />
::::::<math>\ \frac{T_2}{T_1}=\theta</math><br />
cioè dalla temperature di combustione '''T<sub>2</sub>''' secondo la formula<br />
::::::<math>\ \eta_t^*=\eta_t\frac{\eta_c\eta_{tu}\theta(1-\eta_t)-1}{\eta_c(\theta-1)(1-\eta_t)-\eta_t}</math><br />
La spiegazione dell'insuccesso sta qui ed è mostrata chiaramente dalla curva in basso del grafico '''37'''.<br />
I rendimenti dei migliori compressori di allora '''(η<sub>c</sub>≅0,7)''' associati ai rendimenti delle migliori turbine '''(η<sub>tu</sub>≅0,85)''' richiedevano temperature massime incompatibili con quelle limiti dei materiali dell'epoca '''(400÷500°C)'''.<br />
L'avvento della turbina a gas era quindi subordinato alla realizzazione di materiali
resistenti ad alta temperatura sia dal punto di vista meccanico che chimico-fisico.<br />
Nasceva frattanto l'aviazione che doveva dare un grande impulso sia allo studio dell'aeronautica che dei materiali; era possibile così verso il '''1935''' riprendere in considerazione il problema delle turbine a gas ed avviarlo decisamente a soluzione;
| |||