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Propulsione Aerospaziale Prova scritta 18 febbraio 2020 (trascrizione) PARTE 1 - ESERCIZIO Un turboelica è in volo rettilineo ed uniforme alla velocità di 225 m/s e alla quota di 5000 m. Le caratteristiche del sistema propulsivo sono le seguenti: Si richiede di tracciare il ciclo termodinamico nel piano T-s, di disegnare la configurazione d’impianto e di calcolare le prestazioni in termini di spinta, rendimenti e consumo specifico. Nel caso in cui la frazione di potenza destinata all’elica divenisse λ = 0.75, e l’ugello fosse tale da garantire la condizione di espansione ottima alla quota di volo, come varierebbe il rendimento propulsivo del propulsore? Il candidato fornisca una valutazione quantitativa delle prestazioni aa supporto della risposta. Il candidato assuma valori ragionevoli per i parametri eventualmente necessari al dimensionamento non esplicitamente forniti nel testo. Rapporto di compressione del compressore β =13 Temperatura massima del ciclo 1500 K Portata d’aria in ingresso al motore 35 kg/s Frazione di potenza utile destinata all’elica 0.85 Geometria dell’ugelloSemplicemente convergente Diametro dell’elica 2.7 m Temperatura dell’aria alla quota di volo 256 K Pressione dell’aria alla quota di volo 0.054 MPa Rendimento adiabatico della presa d’aria 0.98 Rendimento adiabatico del compressore/della turbina 0.90 Rendimento di combustione 0.99 Rendimento pneumatico del combustore 0.97 Rendimento propulsivo dell’elica 0.90 Rendimento adiabatico dell’ugello 0.99 Rendimenti meccanici (compressore, turbina, riduttore) 0.98 =ηcc =pa = Tmax =ηprop,el =ηc =Ta =λ ηm =ηpn,cc =ηd =Φe =·ma =ηu PARTE 2 - TEORIA 2.1Si confrontino criticamente gli andamenti del rendimento propulsivo di un turbogetto semplice e di un motore turboelica al variare della velocità di volo. Si…