# Propulsione aerea/Capitolo XVI°

Propulsione aerea
Copertina Tutti i moduli · Sviluppo
* Capitolo I°Propulsione aerea/Capitolo I°
* Capitolo II°Propulsione aerea/Capitolo II°
* Capitolo III°Propulsione aerea/Capitolo III°
* Capitolo IV°Propulsione aerea/Capitolo IV°
* Capitolo V°Propulsione aerea/Capitolo V°
* Capitolo VI°Propulsione aerea/Capitolo VI°
* Capitolo VII°Propulsione aerea/Capitolo VII°
* Capitolo VIII°Propulsione aerea/Capitolo VIII°
* Capitolo IX°Propulsione aerea/Capitolo IX°
* Capitolo X°Propulsione aerea/Capitolo X°
* Capitolo XI°Propulsione aerea/Capitolo XI°
* Capitolo XII°Propulsione aerea/Capitolo XII°
* Capitolo XIII°Propulsione aerea/Capitolo XIII°
* Capitolo XIV°Propulsione aerea/Capitolo XIV°
* Capitolo XV°Propulsione aerea/Capitolo XV°
* Capitolo XVI°Propulsione aerea/Capitolo XVI°
Modifica il sommario

## Il problema dei materiali

La turbina a vapore circa cent'anni anni si era già affermata sia per gli impianti fissi sia per gli impianti navali.
Un impianto per turbina a vapore, necessitando di focolai, camino, caldaie, condensatori, serbatoi per l'acqua, ecc., risulta costoso ed ingombrante; un impianto per turbina a gas della stessa potenza, risulta molto meno ingombrante e costoso; malgrado questo, la turbina a gas è cominciata ad affermarsi tardivamente su scala industriale.
Si è visto che il rendimento ideale della turbina a gas semplice, aperta, è dato dalla
                   $\ \eta _{t}=1-{\frac {1}{({\frac {p_{1}}{p_{0}}})^{\frac {k-1}{k}}}}$
riportata sul diagramma di fig.14; per esempio per rapporti di compressione 0,6si ha η$_t$=0,4
Si ricordi inoltre che il rendimento ideale non dipende dalla temperatura di combustione; questo er un altro motivo incoraggiante perché faceva ritenere sufficiente perle palette gli acciai inossidabili dell'epoca.
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.
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.
Si è visto infatti che il rendimento termodinamico effettivo η$_t$$^*$ della turbina a gas dipende oltre che dal rapporto di compressione dai rendimenti del compressore η$_c$, della turbina η$_{tu}$ e dal rapporto
                   $\ {\frac {T_{2}}{T_{1}}}=\theta$
cioè dalla temperature di combustione T$_2$ secondo la formula
                   $\ \eta _{t}^{*}=\eta _{t}{\frac {\eta _{c}\eta _{tu}\theta (1-\eta _{t})-1}{\eta _{c}(\theta -1)(1-\eta _{t})-\eta _{t}}}$
La spiegazione dell'insuccesso sta qui ed è mostrata chiaramente dalla curva in basso del grafico 37.
I rendimenti dei migliori compressori di allora (η$_c$≅0,7) associati ai rendimenti delle migliori turbine (η$_{tu}$≅0,85) richiedevano temperature massime incompatibili con quelle limiti dei materiali dell'epoca (400÷500°C).
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.
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; il migliorato disegno degli organi fondamentali rotanti ed i nuovi materiali permettevano già nel 1940 la realizzazione di complessi con rendimento soddisfacente; la turbina a gas di scarico costituiva un buon precedente.
Si è detto che le temperature massime attuali sono almeno sui 1000°C; il materiale delle camere di combustione, delle palette dei distributori e delle turbine avrà temperature dello stesso ordine di grandezza e sarà, in funzione, al colore rosso scuro con tendenza al rosso ciliegia; gravose in particolar modo sono le condizioni di lavoro delle palette e dei dischi delle turbine che sono fortemente cimentati dalle reazioni centrifughe dovute alle proprie stesse masse e dagli sforzi dovuti alle ineguali distribuzioni della temperatura.
Per esempio: per velocità periferiche delle palette di 400 m/sec e di diametro della girante sugli 800 cm. un cm$^3$ del materiale, pesante 7,8 gr. se acciaio, reagisce con la forza
                   $\ m{\frac {V^{2}}{g}}={\frac {0.0078}{9.81}}{\frac {400^{2}}{0.4}}=320Kg.$
Si intuisce quali sollecitazioni ne derivano per reazione centrifuga al materiale che per giunta si trova ad alta temperature e quindi un condizioni molto sfavorevoli dal punto della resistenza meccanica e della resistenza alle ossidazioni.
Quando si sollecita a trazione una sbarretta a temperature elevate si osserva in generale che le deformazioni crescono col tempo; se le sollecitazioni sono contenute entro certi limiti la deformazione cessa di crescere dopo un certo tempo e si stabilizza su un valore determinato; col crescere del carico sollecitante si arriva però a condizioni per le quali gli allungamenti crescono continuamente. Si giunge, dopo un certo tempo, alla rottura della barretta; il tempo per arrivare alla rottura dipende dalla sollecitazione; sul grafico dimostrativo di fig.88, si ha l'andamento degli allungamenti in funzione del carico per sollecitazioni crescenti; tutte le provette sono state4 cimentate ad uguale temperatura.
Il carico limite per cui la deformazione che si verifica rimane praticamente costante col tempo, si chiama limite di scorrimento viscoso. Lo scorrimento viscoso o scorrimento plastico permanente è la deformazione permanente di un materiale sottoposto, ad alta temperatura, a sforzo costante; si manifesta al di sopra della temperatura di scorrimento, coincidente con la temperatura di cristallizzazione. Questo limite si abbassa rapidamente da certe temperature in poi; per gli acciai comuni e speciali verso i 400÷450°C, per le leghe speciali a temperature più alte.
Il comportamento dei materiali sotto carico ad alta temperatura viene accertato mediante delicate esperienze di lunga durata.
Il problema dei materiali, dei trattamenti termici inerenti e delle loro lavorazioni è in realtà il problema fondamentale della costruzione effettiva delle turbine.
I progressi dei materiali sono stati negli ultimi anni imponenti.
Per l'aviazione sono impiegate correntemente leghe che sotto carico conveniente resistono a 800÷1000°C per diverse centinaia di ore. Gli elementi fondamentali costitutivi degli acciai legati di vario tipo sono ferro, carbonio, cromo, nichel, cobalto, molibdeno. A questi elementi base vengono aggiunti in varia misura altri elementi per aumentare la resistenza meccanica a caldo: tungsteno, vanadio, silicio, azoto, columbio, ed altri metalli rari; per le leghe speciali il ferro sparisce o rimane come tracce.