Variazioni della spinta con la velocità

[Rk-sky]

Salve a tutti
Mentre attendo di ultimare le ore per l'esame pratico PPL ho iniziato a studiarmi un po' il libro di Performance per l'ATPL;
è da qualche giorno che studio con il jeppesen,google traduttore e il sito di md80 di fronte ma ora mi son bloccato su un concetto che non riesco a digerire
Parlo del momentum to drag e del RAM effect
Per quanto ho capito il momento frenante è dovuto all'aumento della velocità difronte al motore che vanifica una parte di spinta impressa dal suddetto
riguardo al ram dovrebbe essere un aumento di potenza causato dalla maggior quantità di aria ingoiata dalla turbina
Qualcuno saprebbe spiegarmela meglio?questi 2 concetti mi sembrano uno il contrario dell'altro ed il grafico Trust/tas presente sul libro non fà che confondermi le idee

Grazie anticipatamente a tutti

[A320 Pilot]

allora se tu analizzi la formula della trazione T = m *(vout - vin ) all' aumentare della velocità TAS il motore agisce su una massa maggiore e quindi il fattore m aumenta, invece la differenza di velocità tra l'uscita e l'entrata del motore si chiama RAM DRAG (vout - vin ) quindi se si fa il prodotto di questi due si può notare che la spinta,parlo di turboreattore rimane costante al variar della velocità di volo causa aumento e diminuzione di questi fattori........ questo è valido fino a mach 1 perchè oltre a mach uno la spinta fornita sarà maggiore perchè m aumnta di + della diminuzione del ram drag.

adesso cerco qualche grafico e lo posto.

[A320 Pilot]

ti posto il grafico della questione.

ciao

[Rk-sky]

Si é esattamente quel grafico che ho sul jeppesen solo che il momentum Drag ce l'ho nello spicchio superiore non a sinistra
comunque grazie mille rispetto al momento resistente invece qualcuno sa dirmi qualcosa?

[A320 Pilot]

il momento resistente (momentum drag che in italiano si chiama resistenza d'inerzia) comporta una diminuzione della spinta perchè all'aumentare della velocità TAS diminuisce la differenza tra la velocità dei gas in uscita e quella di ingresso ovvero (vout - vin) dobbiamo far presente che la VELOCITà DEI GAS DI SCARICO è SEMPRE COSTANTE IN VOLO, solo in bassi regimi di funzionamento a terra la velocità di uscita è più bassa .......quindi se facciamo un esempio......

l'aereo è in volo ad una velocità di 250 kts........in questo esempio prendiamo una massa di 20 metri cubi di aria quindi ora la formula della spinta prodotta sarà T = m* (vout-vin) = 20* (660 - 250) = 20 *410 = 8200 Newton di spinta

io nella velocità in uscita ho messo 660 perchè la velocità in uscita di un turboreattore è mach 1 e mach 1 in condizioni standard equivale a 660 kts (340 m/s)

ora consideriamo l'aereo in volo ad una quota uguale a prima a velocità raddoppiata quindi sarà di 500 kts ora la massa d'aria la lascerò COSTANTE a prima perchè non consideriamo il ram effect, quiondi ora la formula della spinta prodotta sarà T = m*(vout - vin) = 20 * (660 - 500) = 20*160 = 3200 netwon di spinta.


possiamo quindi notare che se un aumento di velocità con massa d'aria costante porta ad una produzione di spinta inferiore perchè il motore accellererà meno l'aria rispetto ad una velocità inferiore, nel primo caso il motore ha accelerato l'aria di 410 kts. e nel secondo caso l'ha accelerata di solo 160 kst .....

c'è da tener presente che io per questo esempio ho tenuto la quantirà di aria invariata di 20 metricubi, ma ad un aumento della velocità porta ad un aumento della pressione dinamica in entrata del motore, aumenta la densità e tratta una maggior quantità di aria in un unità di tempo, (questo è l'aumento di spinta ovvero nel grafico chiamato RAM effect) se invece gli avessi aumentato la m avremmo trovato dei valori leggermente diversi di spinta ma pressocheè uguali e avremmo trovato la spinta di un turboreattore all'aumentare della velocità di volo.

se l'ho spiegato in modo difficile o qualcosa non capisci scrivi pure che ti risponderò...

[Rk-sky]

No no grazie mille ora é più chiaro
Grazie ancora e complimenti per la preparazione

[A320 Pilot]

Grazie !!

[JT8D]

Fondamentalmente il momentum drag, dovuto all'effetto della velocità che fa diminuire l'accelerazione subita dal flusso che attraversa il motore (quindi diminuzione del termine (W-V) dove W è la velocità del getto e V è la velocità dell'aereo) è il fattore che provoca la diminuzione di spinta con la velocità.
L'effetto positivo del Ram Effect si contrappone all'effetto negativo del Momentum Drag.
E' vero che a velocità molto elevate, quando si entra in supersonico, l'effetto positivo del Ram Effect aumenta di molto, però c'è anche da dire che ciò si verifica solo con opportune configurazioni della presa d'aria, altrimenti la formazione di onde d'urto vanifica pesantemente l'effetto del Ram Effect, con una drastica riduzione di spinta.

Paolo

[Apollo0117]

Mi intrometto nella discussione anche se la mia curiosità è solo parzialmente in tema con la domanda...
Ho letto che per gli esoreattori il rendimento globale massimo si ha per velocità di efflusso che sono circa la metà della velocità di volo, sempre dalla stessa fonte apprendo che la velocità di volo di un aereo di linea è circa 0.85 Mach.
Quindi supponendo che i dati siano veritieri (mi affido a voi esperti per scoprire se lo sono effettivamente) la velocità di efflusso per avere il massimo rendimento dovrebbe essere di 1.7 Mach, ma un normale esoreattore civile può avere velocità dei gas di scarico supersoniche? Oppure si accetta di non volare in condizione di massimo rendimento (il che però mi risulta strano visto il braccino corto degli imprenditori...)?

[vihai]

l'aereo è in volo ad una velocità di 250 kts........in questo esempio prendiamo una massa di 20 metri cubi di aria quindi ora la formula della spinta prodotta sarà T = m* (vout-vin) = 20* (660 - 250) = 20 *410 = 8200 Newton di spinta

Uhm... tu moltiplichi m^3/s per nodi e ottieni newton?

[JT8D]

la velocità di efflusso per avere il massimo rendimento dovrebbe essere di 1.7 Mach, ma un normale esoreattore civile può avere velocità dei gas di scarico supersoniche?

Considerando un normale ugello convergente, come quello usato praticamente sulla totalità dei motori dei liners commerciali, al massimo puoi ottenere una velocità di efflusso pari a M=1 nella sezione di gola (che nel convergente equivale a quella di uscita) con l'ugello in chocked.
Per poter ottenere velocità di efflusso supersoniche si dovrebbe utilizzare un ugello convergente-divergente.

Paolo

[Achille]

Uhm... tu moltiplichi m^3/s per nodi e ottieni newton?

Ahia

[A320 Pilot]

Sorry accelerazione in m/s (al quadrato)

[vihai]

Sorry accelerazione in m/s (al quadrato)

Perché accelerazione?

Tu moltiplichi una massa specifica per una velocità, quindi kg/s * m/s e ottieni Newton (che sono kg*m/s^2)

Ciao,

[bulldog89]

Tu moltiplichi una massa specifica

Massa specifica sarebba la portata massica?

[A320 Pilot]

Si stavo correggendo l'unità di misura dell'accelerazione.....e poi la Massa si misura in kg e non in m3 quello e Il volume ..... Errore mio

[Dav]

Si stavo correggendo l'unità di misura dell'accelerazione.....e poi la Massa si misura in kg e non in m3 quello e Il volume ..... Errore mio

emme piccolo è portata massica (massa su unità di tempo).

Trazione (forza) = massa diviso tempo per (lunghezza diviso tempo) = massa per (lunghezza diviso tempo al quadrato) = massa per accelerazione.

T [N] = m [kg/s] * (diff V) [m/s] da cui N = kg m / s^2

[vihai]

Tu moltiplichi una massa specifica

Massa specifica sarebba la portata massica?

Oops, certo che sì. Cospargo il capo di cenere.