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(66)

F ṁ ṁ ṁ v p p A

=( + )(v −v )+ +( − )

C F e ,11 v f e,11 11 0 e,11

ṁ f (67)

TSFC = F

1 2

F v m ṁ

+ ( + )(v −v )

˙

v C f e ,11 v

2 (68)

η =

th 1 2

ṁ v

ṁ H

Δ + f v

f f 2

F v v (69)

η =

pr 1 2

ṁ m

f v ( + )(v −v )

+ ˙

C F e,11 v

v 2 (70)

η =η η

gl th pr 17

5. Dati del problema

Dati comuni alla trattazione di entrambi i propulsori:

Aria standard (ISA):

ρ = 1.225 Kg/m 3

ref

p = 101.325 Kpa

ref

T = 288.15 K

ref

R = 287.05 m /Ks = 287.05 J/KgK

2 2

γ = 1.4

g = 9.81 m/s 2

λ = -6.5 K/Km = -6.5 ∙10 K/m

-3

c = 1005 J/KgK

p A

μ = 1.8 ∙10 Pa s

-5

z = 5000 m → 11000 m (intevallo di quote in analisi)

5.1 Honeywell LF507-1F

5.1.1 Condizioni a monte e presa d'aria

A = π∙(1.06m) /4 = 0,8825 m

[2] 2 2

M = 0.35 → 0.75 (range di velocità in analisi)

v

η = 0.95

[9]

D

5.1.2 Fan e compressori

Sono stati ricavati dalla fonte [9] tutti i dati su rendimenti e rapporti di compressione che non

presentano riferimenti:

per i dati sui rendimenti non è stata apportata alcuna modifica, considerando il

riferimento della fonte comparabile al propulsore in esame e l'approssimazione introdotta

accettabile per il livello di dettaglio della presente relazione;

per la stima dei rapporti di compressione si è tenuto conto prima del compressore

centrifugo, poi sono stati assunti i dati della fonte come indicativi per le proporzioni di

ripartizione del rapporto di compressione totale, ottenendo di conseguenza (e dal

confronto con [10]) i rapporti di compressione utilizzati per l'analisi dei compressori assiali

(anche in questo caso si introduce una marcata approssimazione, compatibile però con

un'analisi preliminare quale quella qui relazionata): i valori così ottenuti permettono di 18

garantire il rapporto di compressione complessivo dichiarato (13.8:1).

[2]

BPR = 5.0

[2]

β = 1.2

FAN

η = 0.85

FAN

β = 1.44

LPC

η = 0.8

LPC

β = 2.66

HPC

η = 0.8

HPC

β = 3

[10]

HPCC

η = 0.8

HPCC

5.1.3 Camera di combustione

EGT = 1136°F = 886.48 K

[7]

MAX

η = 0.995

[9]

CC

ε = 1.2

M = 0.25

CC i

Per il carburante si considera in uso Jet A-1, fornito ai motori a temperatura imposta, per restare al

di sotto della temperatura di ebollizione del carburante ([8]):

c = 2.50 KJ/KgK

p f

ΔH = 43.22 MJ/Kg

f

T = 150°C = 423,15 K

T f

Per caratterizzare termodinamicamente i gas in uscita dalla camera di combustione si è utilizzato il

CEA (Chemical Equilibrium Analysis), con un problema di combustione fornite entalpia e pressione;

i reagenti utilizzati sono stati il carburante in uso e l'aria standard, con un f = 0,02 e condizioni di

reazione (pressione e temperatura iniziali reagenti) uguali a quelle in ingresso alla camera di

combustione. I dati ottenuti sono riportati di seguito.

γ = 1.3069

GC

R = 287.03 J/KgK

GC

c = 1222.4 J/KgK

p GC

5.1.4 Turbine

η = 0.98

[9]

m HPCC 19

η = 0.98

[9]

m HPC

η = 0.98

[9]

m LPC

η = 0.98

[9]

m FAN

η = 0.98

[9]

m HPT

η = 0.98

[9]

m LPT

η = 0.93

[9]

HPT

η = 0.93

[9]

LPT

5.1.5 Ugelli

L = 1 m (stima fortemente approssimata, basata su [7])

D = 0.4 m (stima)

5.2 PowerJet SaM 146

5.2.1 Condizioni a monte e presa d'aria

A = 1.670 ∙ 1.950 = 3,2565 m

[12] 2

M = 0.35 → 0.80 (range di velocità in analisi)

v

η = 0.95

D

5.2.2 Fan e compressori

Sono stati ricavati dal confronto tra le fonti [9] e [10] tutti i dati su rendimenti e rapporti di

compressione che non presentano riferimenti:

i dati sui rendimenti sono stati assunti concidenti col valore massimo indicativo

fornito in [10], considerata la recente progettazione e realizzazione del propulsore;

sono stati assunti i dati di [9] come indicativi per le proporzioni di ripartizione del

rapporto di compressione totale, ottenendo di conseguenza (e dal confronto con [10]) i

rapporti di compressione utilizzati per l'analisi dei compressori: i valori così ottenuti

permettono di garantire il rapporto di compressione complessivo dichiarato , pari a 28.

[11]

BPR = 4.4

[11]

β = 1.72

FAN

η = 0.88

FAN 20

β = 2.3

LPC

η = 0.87

LPC

β = 7.07

HPC

η = 0.87

HPC

5.2.3 Camera di combustione

EGT = 928°C = 1201,15 K

[12]

η = 0.995

[9]

CC

ε = 1.5

M = 0.25

CC i

Per il carburante si considera in uso Jet A-1, fornito ai motori a temperatura imposta, per restare al

di sotto della temperatura di ebollizione del carburante ([8]):

c = 2.50 KJ/KgK

p f

ΔH = 43.22 MJ/Kg

f

T = 150°C = 423,15 K

T f

Per caratterizzare termodinamicamente i gas in uscita dalla camera di combustione si è utilizzato il

CEA (Chemical Equilibrium Analysis), con un problema di combustione fornite entalpia e pressione;

i reagenti utilizzati sono stati il carburante in uso e l'aria standard, con un f = 0,02 e condizioni di

reazione (pressione e temperatura iniziali reagenti) uguali a quelle in ingresso alla camera di

combustione. I dati ottenuti sono riportati di seguito.

γ = 1.3006

GC

R = 287.024 J/KgK

GC

c = 1242.0 J/KgK

p GC

5.2.4 Turbine

η = 0.98

[9]

m HPC

η = 0.98

[9]

m LPC

η = 0.98

[9]

m FAN

η = 0.98

[9]

m HPT

η = 0.98

[9]

m LPT

η = 0.93

[9]

HPT

η = 0.93

[9]

LPT 21

5.2.5 Miscelatore

L = 2.120 m

[12]

D = 0.5 m (stima) 22

6. Calcoli e risultati

Per entrambi i propulsori si riportano lo script Matlab utilizzato e i grafici ottenuti

6.1 Honeywell LF507-1F

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% Honeywell LF507-1F %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%% DATI DEL PROBLEMA

rho_ref = 1.225;

p_ref = 101.325;

T_ref = 288.15;

R=287.05;

gamma = 1.4;

g = 9.81;

lambda = -6.5*10^(-3);

c_pa = 1005;

mu = 1.8*10^(-5);

A = 0.8825;

M_v = (0.35:0.01:0.75);

eta_D = 0.95;

BPR = 5.0;

beta_FAN = 1.2;

eta_FAN = 0.85;

beta_LPC = 1.44;

eta_LPC = 0.8;

beta_HPC = 2.66;

eta_HPC = 0.8;

beta_HPCC = 3;

eta_HPCC = 0.8;

EGT = 886.48;

eta_CC = 0.995;

epsilon = 1.2;

M_CCi = 0.25;

c_pf = 2500;

deltaH_f = 43.22*10^6;

T_Tf = 423.15;

gamma_GC = 1.3069;

R_GC = 287.03;

c_pGC = 1222.4;

eta_mHPCC = 0.98;

eta_mHPC = 0.98;

eta_mLPC = 0.98;

eta_mFAN = 0.98;

eta_mHPT = 0.98;

eta_mLPT = 0.98;

eta_HPT = 0.93;

eta_LPT = 0.93;

L = 1;

D = 0.4; 23

%% CICLO RISOLUTIVO

Z = (5000:1000:11000);

F = zeros(length(Z),length(M_v));

TSFC = zeros(length(Z),length(M_v));

eta_gl = zeros(length(Z),length(M_v));

for k = (1:length(Z))

z = Z(k);

%punto 0 (flusso indisturbato)

T_0 = T_ref + lambda*z;

p_0 = p_ref * ((T_0/T_ref)^(-g/(R*lambda)));

rho_0 = rho_ref * ((T_0/T_ref)^(-(1+ g/(R*lambda))));

m_a= rho_0*A*M_v*sqrt(gamma*R*T_0);

%punto 1 (ingresso presa d'aria)

p_T1 = p_0 *((1+((gamma-1)/2).*(M_v.^2)).^(gamma/(gamma-1)));

T_T1 = T_0 *(1+((gamma-1)/2).*(M_v.^2));

%punto 2 (uscita presa d'aria)

T_T2 = T_T1;

p_T2 = p_0*((1+ eta_D*((gamma-1)/2).*(M_v.^2)).^(gamma/(gamma-1)));

%punto 3 (uscita fan)

m_C = m_a/(1+BPR);

m_F = BPR*m_C;

p_T3 = beta_FAN*p_T2;

T_T3= T_T2+(T_T2*((p_T3/p_T2)^((gamma-1)/gamma))-T_T2)/eta_FAN;

%punti 4,5,6 (uscite compressori)

p_T4 = beta_LPC*p_T3;

T_T4= T_T3+(T_T3*((p_T4/p_T3)^((gamma-1)/gamma))-T_T3)/eta_LPC;

p_T5 = beta_HPC*p_T4;

T_T5= T_T4+(T_T4*((p_T5/p_T4)^((gamma-1)/gamma))-T_T4)/eta_HPC;

p_T6 = beta_HPCC*p_T5;

T_T6= T_T5+(T_T5*((p_T6/p_T5)^((gamma-1)/gamma))-T_T5)/eta_HPCC;

%punto 7 (uscita camera di combustione)

T_T7 = EGT;

eta_pCC= 1- epsilon*(gamma_GC/2)*(M_CCi^2);

p_T7 = eta_pCC*p_T6;

f=(c_pGC*T_T7-c_pa*T_T6)/(c_pf*T_Tf+deltaH_f*eta_CC-c_pGC*T_T7);

m_f=f.*m_C;

%punti 8,9 (uscita turbine)

T_T8 = T_T7-(c_pa*(T_T6-T_T5)/eta_mHPCC+c_pa*(T_T5-T_T4)/eta_mHPC)./

((1+f)*c_pGC*eta_mHPT);

p_T8 = p_T7.*(((T_T7-(T_T7-T_T8)/eta_HPT)/T_T7).^(gamma_GC/(gamma_GC-1)));

T_T9 = T_T8-(c_pa*(T_T4-T_T3)/eta_mLPC+(1+BPR)*c_pa*(T_T3-T_T2)/eta_mFAN)./

((1+f)*c_pGC*eta_mLPT);

p_T9 = p_T8.*(((T_T8-(T_T8-T_T9)/eta_LPT)/T_T8).^(gamma_GC/(gamma_GC-1)));

% punti 10,11,12 (ugelli)

deltap=32*mu*(L/(D^2))*(m_F/(((R*T_T3)/p_T3)*pi*(D^2)/4));

T_T11 = T_T3;

p_T11 = p_T3-deltap;

cpr=(2/(gamma+1))^(gamma/(gamma-1));

p_12=zeros(1, length(M_v)); 24

v_e12=zeros(1, length(M_v));

A_e12=zeros(1, length(M_v));

p_10=zeros(1, length(M_v));

v_e10=zeros(1, length(M_v));

A_e10=zeros(1, length(M_v));

for i=(1:length(M_v))

if (p_0/p_T11(i))>cpr

p_12(i)=p_0;

v_e12(i) = sqrt(((2*gamma)/(gamma-1))*R*T_T11(i)*(1-

((p_12(i)/p_T11(i))^((gamma-1)/gamma))));

A_e12(i) = m_F(i)/(((R*T_T11(i))/p_12(i))*v_e12(i));

elseif (p_0/p_T11(i))<cpr

M_12=1;

p_12(i)=p_T11(i)*cpr;

v_e12(i)=sqrt(gamma*R*(T_T11(i)/(1+((gamma-1)/2)*(M_12^2))));

A_e12(i) = m_F(i)/(((R*T_T11(i))/p_12(i))*v_e12(i));

else p_12(i)=p_0;

M_12=1;

v_e12(i)=sqrt(gamma*R*(T_T11(i)/(1+((gamma-1)/2)*(M_12^2))));

A_e12(i) = m_F(i)/(((R*T_T11(i))/p_12(i))*v_e12(i));

end

cpr=(2/(gamma_GC+1))^(gamma_GC/(gamma_GC-1));

if (p_0/p_T9(i))>cpr

p_10(i)=p_0;

v_e10(i) = sqrt(((2*gamma_GC)/(gamma_GC-1))*R_GC*T_T9(i)*(1-

((p_10(i)/p_T9(i))^((gamma_GC-1)/gamma_GC))));

A_e10(i) = m_F(i)/(((R_GC*T_T9(i))/p_12(i))*v_e12(i));

elseif (p_0/p_T9(i))<cpr

M_10=1;

p_10(i)=p_T9(i)*cpr;

v_e10(i)=sqrt(gamma*R_GC*(T_T9(i)/(1+((gamma_GC-1)/2)*(M_10^2))));

A_e10(i) = m_F(i)/(((R_GC*T_T9(i))/p_10(i))*v_e10(i));

else p_10(i)=p_0;

M_10=1;

v_e10(i)=sqrt(gamma*R_GC*(T_T9(i)/(1+((gamma_GC-1)/2)*(M_10^2))));

A_e10(i) = m_F(i)/(((R_GC*T_T9(i))/p_10(i))*v_e10(i));

end

end

%prestazioni

v_v=M_v*sqrt(gamma*R*T_0);

F(k,:)=m_C.*(v_e10-v_v)+m_F.*(v_e12-v_v)+m_f.*v_e10+(p_10-p_0).*A_e10+(p_12-

p_0).*A_e12;

TSFC(k,:)=m_f./F(k,:);

eta_th=((1+f).*(v_e10.^2)-(v_v.^2)+BPR.*((v_e12-v_v).^2))./(2.*f.*deltaH_f);

eta_pr=(2.*v_v.*((1+f).*v_e10-v_v+BPR.*(v_e12-v_v)))./((1+f).*(v_e10.^2)-

(v_v.^2)+BPR.*((v_e12.^2)-(v_v.^2)));

eta_gl(k,:)=eta_th.*eta_pr;

end

%grafici risultati

figure (1)

title('Spinta LF507-1F')

xlabel('Mach di volo')

ylabel('spinta (N)')

for l=(1:length(Z))

hold on

plot (M_v,F(l,:));

hold off

end 25

figure (2)

title('Consumo specifico LF507-1F')

xlabel('Mach di volo')

ylabel('consumo (Kg/Ns)')

for m=(1:length(Z))

hold on

plot (M_v,TSFC(m,:));

hold off

end

figure (3)

title('Rendimento globale LF507-1F')

xlabel('Mach di volo')

ylabel('rendimento')

for n=(1:length(Z))

hold on

plot (M_v,eta_gl(n,:));

hold off

end Fig. 5 Grafico ottenuto per la spinta dell' Honeywell LF507-1F 26

Fig. 6 Grafico ottenuto per il consumo specifico dell' Honeywell LF507-1F

Fig. 7 Grafico ottenuto per il rendimento globale dell' Honeywell LF507-1F 27

6.2 PoweJet SaM 146

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% PowerJet SaM146 %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%% DATI DEL PROBLEMA

rho_ref = 1.225;

p_ref = 101.325;

T_ref = 288.15;

R=287.05;

gamma = 1.4;

g = 9.81;

lambda = -6.5*10^(-3);

c_pa = 1005;

mu = 1.8*10^(-5);

A = 3.2565;

M_v = (0.35:0.01:0.80);

eta_D = 0.95;

BPR = 4.4;

beta_FAN = 1.72;

eta_FAN = 0.9;

beta_LPC = 2.3;

eta_LPC = 0.88;

beta_HPC = 7.07;

eta_HPC = 0.88;

EGT = 1201.15;

eta_CC = 0.995;

epsilon = 1.2;

M_CCi = 0.25;

c_pf = 2500;

deltaH_f = 43.22*10^6;

T_Tf = 423.15;

gamma_GC = 1.3006;

R_GC = 287.024;

c_pGC = 1242.0;

eta_mHPCC = 0.98;

eta_mHPC = 0.98;

eta_mLPC = 0.98;

eta_mFAN = 0.98;

eta_mHPT = 0.98;

eta_mLPT = 0.98;

eta_HPT = 0.97;

eta_LPT = 0.97;

L = 2.120;

D = 0.5;

%% CICLO RISOLUTIVO

Z = (5000:1000:11000);

F = zeros(length(Z),length(M_v));

TSFC = zeros(length(Z),length(M_v));

eta_gl = zeros(length(Z),length(M_v)); 28

for k = (1:length(Z))

z = Z(k);

%punto 0 (flusso indisturbato)

T_0 = T_ref + lambda*z;

p_0 = p_ref * ((T_0/T_ref)^(-g/(R*lambda)));

rho_0 = rho_ref * ((T_0/T_ref)^(-(1+ g/(R*lambda))));

m_a= rho_0*A*M_v*sqrt(gamma*R*T_0);

%punto 1 (ingresso presa d'aria)

p_T1 = p_0 *((1+((gamma-1)/2).*(M_v.^2)).^(gamma/(gamma-1)));

T_T1 = T_0 *(1+((gamma-1)/2).*(M_v.^2));

%punto 2 (uscita presa d'aria)

T_T2 = T_T1;

p_T2 = p_0*((1+ eta_D*((gamma-1)/2).*(M_v.^2)).^(gamma/(gamma-1)));

%punto 3 (uscita fan)

m_C = m_a/(1+BPR);

m_F = BPR*m_C;

p_T3 = beta_FAN*p_T2;

T_T3= T_T2+(T_T2*((p_T3/p_T2)^((gamma-1)/gamma))-T_T2)/eta_FAN;

%punti 4,5 (uscite compressori)

p_T4 = beta_LPC*p_T3;

T_T4= T_T3+(T_T3*((p_T4/p_T3)^((gamma-1)/gamma))-T_T3)/eta_LPC;

p_T5 = beta_HPC*p_T4;

T_T5= T_T4+(T_T4*((p_T5/p_T4)^((gamma-1)/gamma))-T_T4)/eta_HPC;

%punto 6 (uscita camera di combustione)

T_T6 = EGT;

eta_pCC= 1- epsilon*(gamma_GC/2)*(M_CCi^2);

p_T6 = eta_pCC*p_T5;

f=(c_pGC*T_T6-c_pa*T_T5)/(c_pf*T_Tf+deltaH_f*eta_CC-c_pGC*T_T6);

m_f=f.*m_C;

%punti 7,8 (uscita turbine)

T_T7 = T_T6-(c_pa*(T_T5-T_T4))./((1+f)*c_pGC*eta_mHPT*eta_mHPC);

p_T7 = p_T6.*(((T_T6-(T_T6-T_T7)/eta_HPT)/T_T6).^(gamma_GC/(gamma_GC-1)));

T_T8 = T_T7-(c_pa*(T_T4-T_T3)/eta_mLPC+(1+BPR)*c_pa*(T_T3-T_T2)/eta_mFAN)./

((1+f)*c_pGC*eta_mLPT);

p_T8 = p_T7.*(((T_T7-(T_T7-T_T8)/eta_LPT)/T_T7).^(gamma_GC/(gamma_GC-1)));

%punti 9,10 (miscelatore)

deltap=32*mu*(L/(D^2))*(m_F/(((R*T_T3)/p_T3)*pi*(D^2)/4));

T_T9 = T_T3;

p_T9 = p_T3-deltap;

p_T8i = p_T9;

T_T8i = T_T7 - eta_LPT*(T_T7-T_T7.*((p_T8i./p_T7).^((gamma_GC-1)/gamma_GC)));

BPRi = 1+((1+f).*eta_mLPT.*c_pGC/1000.*(T_T7-T_T8i).*eta_mLPC-eta_mFAN.*(T_T4-

T_T3))/(T_T3-T_T2);

if abs(BPRi-BPR)>3.5

error ('non sussistono ipotesi camera di miscelamento ideale: rivedi i

parametri')

end

p_T10 = p_T8;

T_T10 = ((m_C+m_f).*c_pGC.*T_T8+m_F.*c_pa.*T_T9)./((m_C+m_f)*c_pGC+m_F*c_pa);

gamma_M = ((m_C+m_f).*c_pGC+m_F.*c_pa)./

((m_C+m_f).*c_pGC./gamma_GC+m_F.*c_pa./gamma);

R_M = ((m_C+m_f).*c_pGC.*(1-(1/gamma_GC))+m_F.*c_pa.*(1-(1/gamma)))./ 29

(m_C+m_f+m_F);

% punto 11 (ugello)

cpr=(2./(gamma_M+1)).^(gamma_M./(gamma_M-1));

p_11=zeros(1, length(M_v));

v_e11=zeros(1, length(M_v));

A_e11=zeros(1, length(M_v));

for i=(1:length(M_v))

if (p_0/p_T10(i))>cpr

p_11(i)=p_0;

v_e11(i) = sqrt(((2*gamma_M(i))/(gamma_M(i)-1))*R_M(i)*T_T10(i)*(1-

((p_11(i)/p_T10(i))^((gamma_M(i)-1)/gamma_M(i)))));

A_e11(i) = m_F(i)/(((R_M(i)*T_T10(i))/p_11(i))*v_e11(i));

elseif (p_0/p_T10(i))<cpr

M_11=1;

p_11(i)=p_T10(i)*cpr(i);

v_e11(i)=sqrt(gamma_M(i)*R_M(i)*(T_T10(i)/(1+((gamma_M(i)-

1)/2)*(M_11^2))));

A_e11(i) = m_F(i)/(((R_M(i)*T_T10(i))/p_11(i))*v_e11(i));

else p_11(i)=p_0;

M_11=1;

v_e11(i)=sqrt(gamma_M(i)*R_M(i)*(T_T10(i)/(1+((gamma_M(i)-

1)/2)*(M_11^2))));

A_e11(i) = m_F(i)/(((R_M(i)*T_T10(i))/p_11(i))*v_e11(i));

end

end

%prestazioni

v_v=M_v*sqrt(gamma*R*T_0);

F(k,:)=(m_C+m_F).*(v_e11-v_v)+m_f.*v_e11+(p_11-p_0).*A_e11;

TSFC(k,:)=m_f./F(k,:);

eta_th=(F(k,:).*v_v+0.5.*(m_C+m_f).*((v_e11-v_v).^2))./

(m_f.*deltaH_f+0.5.*m_f.*(v_v.^2));

eta_pr=(F(k,:).*v_v)/(f.*v_v+0.5.*(m_C+m_F).*((v_e11-v_v).^2));

eta_gl(k,:)=eta_th.*eta_pr;

end

%grafici risultati

figure (1)

title('Spinta SaM146')

xlabel('Mach di volo')

ylabel('spinta (N)')

for l=(1:length(Z))

hold on

plot (M_v,F(l,:));

hold off

end

figure (2)

title('Consumo specifico SaM146')

xlabel('Mach di volo')

ylabel('consumo (Kg/Ns)')

for m=(1:length(Z))

hold on

plot (M_v,TSFC(m,:));

hold off

end

figure (3)

title('Rendimento globale SaM146')

xlabel('Mach di volo')

ylabel('rendimento')

for n=(1:length(Z)) 30

hold on

plot (M_v,eta_gl(n,:));

hold off

end Fig. 8 Grafico ottenuto per la spinta del SuperJet SaM146 31


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AUTORE

gm_95

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7 mesi fa


DETTAGLI
Corso di laurea: Corso di laurea in ingegneria aerospaziale
SSD:
A.A.: 2017-2018

I contenuti di questa pagina costituiscono rielaborazioni personali del Publisher gm_95 di informazioni apprese con la frequenza delle lezioni di Propulsione aerospaziale e studio autonomo di eventuali libri di riferimento in preparazione dell'esame finale o della tesi. Non devono intendersi come materiale ufficiale dell'università Politecnico di Milano - Polimi o del prof Galfetti Luciano.

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