Esame completo di Propulsione Aerospaziale per il corso di Aerospace Engineering presso Politecnico di Milano. Materiale proveniente dall’archivio storico Studwiz e classificato per la consultazione online.
Esame completo di Propulsione Aerospaziale per il corso di Aerospace Engineering presso Politecnico di Milano. Materiale proveniente dall’archivio storico Studwiz e classificato per la consultazione online.
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pagina 1/2 Corso di Propulsione Aerospaziale Anno accademico 2015/2016 PROVA SCRITTA 01 Marzo 2016 Tempo a disposizione: 150 minuti COGNOME: __________________________________ NOME: __________________________________ MATRICOLA: ___________________________________ INDIRIZZO e-mail: _______________________________ /square4 Durante la prova non è consentito consultare libri, appunti o note di alcun genere. /square4 Il presente foglio deve essere riconsegnato al termine della prova, compilato con i dati richiesti. /square4 Ordine e chiarezza costituiscono elemento di giudizio. PROBLEMA 1 Un velivolo equipaggiato con il motore turbofan a flussi associati Pratt & Whitney JT8D, è in volo stazionario alla quota z = 11000 m (p amb =23 kPa, Tamb =217 K). Il numero di Mach di volo è M=0.85. Del motore sono noti: - i rapporti di compressione βfan = 1.2, β LP = 3.6, β HP = 4.3; - il rapporto di bypass BPR = 1.77; - il diametro del fan: 1.25 m ; - la temperatura all’uscita della camera di combustione Tcc = 1340 K; - i rendimenti adiabatici: ηpa =0.8; η fan =0.85; η CLP =0.85; η CHP =0.85; η THP =0.90; η THP =0.90; - i rendimenti meccanici: η fan =0.85; η CLP =0.85; η CHP =0.85; η THP =0.90; η THP =0.90; - i rendimenti: η cc =0.98 e η PLcc =0.92. Assumendo valori tipici per le grandezze non specificate, e ipotizzando per il fluido di lavoro (R=287 J/kg K e γ a=c p/c v=1.4 per l’aria, e γgc=1.33 per i gas combusti) si richiede di: 1a. calcolare i valori delle grandezze pressione e temperatura nei diversi punti significativi del ciclo e tracciare l’andamento del ciclo termodinamico; 1b. calcolare la portata d’aria e la portata di combustibile elaborate dal motore; 1c. calcolare la velocità del getto, relativa al propulsore, sulla sezione di efflusso dell’ugello; 1d. calcolare la spinta…
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