PROPULSIONE
PROPULSIONE
(v. reazione: Propulsione a reazione, App. II, II, p. 671; turbina: Propulsione aerea e navale, App. II, II, p. 1045; Propulsione, App. III, II, p. 502; IV, III, p. 72)
Propulsione aerea. - In quest'ultimo decennio è proseguita con sempre maggior vigore l'affermazione dei motori a getto in campo aeronautico (v. aeronautica, in questa Appendice). Tale sviluppo è consistito sia nel perfezionamento e miglioramento delle prestazioni di tipologie di motori già esistenti (turboreattore semplice e turboreattore a doppio flusso), sia nella ricerca di nuove soluzioni costruttive di propulsori maggiormente idonei ad affrontare i sempre più pressanti problemi del risparmio energetico e dell'inquinamento ambientale.
Nel primo caso, il miglioramento delle prestazioni è stato conseguito principalmente grazie al notevole sviluppo tecnologico dei materiali in quest'ultimo decennio che, soprattutto per effetto dell'affermazione della nuova tecnica delle leghe a solidificazione ''unidirezionale'' e ''monocristallina'', ha consentito d'innalzare la temperatura d'ingresso dei gas in turbina a livelli ritenuti in passato inaccettabili (1200÷1300°C in condizione di crociera dell'aeromobile). Per effetto di ciò, si sono ottenuti sensibili miglioramenti nelle caratteristiche termodinamiche del ciclo di funzionamento del motore, con riflessi positivi sia sulla spinta che sul consumo specifico di combustibile.
Nel secondo caso il miglioramento delle suddette prestazioni è stato perseguito sostanzialmente: sviluppando nuove tecnologie costruttive dei motori a getto in modo da ottenere più elevati valori del rendimento propulsivo che si sono riflessi positivamente sul rendimento globale e, quindi, sull'economia di combustibile dell'intero apparato propulsivo; minimizzando gli effetti di impatto ambientale dei motori attraverso lo studio e lo sviluppo di camere di combustione in grado di ridurre drasticamente le emissioni degli inquinanti caratteristici delle turbine a gas (costituiti per lo più dagli ossidi di azoto NOx e dal ''particolato carbonoso'', comunemente noto come ''nerofumo'').
Conseguenza di quanto sopra detto è stata un'ulteriore e progressiva diffusione delle turbine a gas in campo aeronautico verificatasi soprattutto a spese del motoelica (motore a combustione interna alternativo accoppiato tramite riduttore all'elica) il cui impiego si è ristretto essenzialmente al settore dei più piccoli aerei da turismo.
Pertanto, in base a quanto detto, lo stato della tecnica dei motori aeronautici in quest'ultimo decennio può, in relazione a ciascun tipo di propulsore, essere schematicamente illustrato come segue.
Motoelica. - Riguardo a tale tipologia di propulsore, la linea di sviluppo principale è stata quella, come già accennato, dei piccoli aerei da turismo. In essi trovano impiego, nella quasi totalità delle applicazioni, motori a 4 tempi sovralimentati ad accensione comandata, con disposizione dei cilindri, in alternativa, ''in linea'', ''a V'' contrapposti oppure ''a stella'', con potenze massime variabili (tab. 1) tra il centinaio di kW e i circa 750 kW raggiunti dal modello a configurazione stellare a 9 cilindri, prodotto dalla società polacca WSK-PZL Kalisz. Non mancano tuttavia ulteriori applicazioni di tale motore in altri settori emergenti della tecnica caratterizzati dall'impiego di potenze molto modeste, quali, soprattutto:
a) velivoli ''ultraleggeri'' o ''microleggeri'' (ultra-light o micro-light aircraft), destinati principalmente al volo sportivo a bassa quota, ove vengono utilizzate per lo più versioni di motori a due tempi a carburazione a ciclo Otto con potenze massime inferiori ai 100 kW;
b) velivoli comandati a distanza, o RPV (Remotely Piloted Vehicle), ove vengono impiegati per le applicazioni più disparate (rilevazioni meteorologiche, missioni militari, ecc.) modelli di motori per lo più a 2 tempi con potenze massime, generalmente, dell'ordine di qualche decina di kW.
Pertanto, per quanto attiene ai valori assunti dalle principali caratteristiche del motoelica, si presenta la seguente situazione:
potenza: i valori oscillano, come già accennato, tra le poche decine di kW dei motori per applicazioni sui velivoli RPV e i circa 750 kW raggiunti dal modello di fabbricazione polacco con cilindri ''a stella'' già citato;
consumo specifico di combustibile: il consumo specifico di combustibile di tale tipologia di motore assume valori in assoluto molto contenuti, all'incirca variabili tra 0,25 e 0,45 kg/kWh, di entità minore per i motori di grossa taglia e più elevata per quelli di piccola taglia;
rapporto peso/potenza: tale grandezza varia in un campo di valori piuttosto elevati per un propulsore aeronautico, compresi all'incirca tra 0,45 e 1,50 daN/kW (pari rispettivamente a 0,34÷1,12 kg/HP), confermando l'elevato peso che caratterizza, in generale, tale propulsore in relazione alla sua piuttosto modesta potenza installata;
massa: la massa di tali propulsori varia tra gli 8 kg del PUL 212 e i 579 kg del PZL ASz-62R.
Turboelica. - Tale propulsore, il cui schema funzionale è descritto in App. III, ii, p. 506, è in grado di erogare potenze notevolmente maggiori rispetto al motoelica. Ciò consente il raggiungimento di velocità di volo più elevate che tuttavia non superano generalmente i limiti dei 700÷750 km/h per l'insorgere di fenomeni intollerabili di urto aerodinamico all'estremità delle pale dell'elica. Il suo campo di utilizzazione ottimale comprende il settore dell'aviazione generale in cui riesce a far valere le sue caratteristiche di basso consumo specifico di combustibile, mentre le velocità di volo relativamente basse non determinano eccessive penalizzazioni sui tempi di percorrenza.
Allo stato attuale lo sviluppo del turboelica ha portato al raggiungimento delle seguenti prestazioni caratteristiche del propulsore (tab. 2):
potenza: la potenza al decollo dei turboelica è attualmente dell'ordine delle migliaia di kW. Assume il valore massimo con gli oltre 11.000 kW raggiunti dal modello NK-12MA, dotato di elica a pale controrotanti, fabbricato dalla casa russa Kuznetsov e destinato all'aereo da trasporto Antonov An-22;
consumo specifico di combustibile: tale grandezza assume nelle condizioni di crociera valori piuttosto contenuti e comunque variabili entro una fascia alquanto ristretta, compresa tra 0,30 e 0,37 kg/kWh. È da rilevare che tali valori, anche se notevolmente migliorati rispetto a quelli relativi ai modelli in sviluppo negli anni Settanta, sono tuttavia ancora lontani dai valori nettamente più bassi attualmente raggiunti dai motoelica;
rapporto peso/potenza: tale grandezza risulta compresa entro un campo di valori variabile tra i circa 0,2 daN/kW relativi ai modelli più recenti e di maggiore taglia, e i circa 0,4 daN/kW tipici, in generale, dei modelli di più vecchia concezione utilizzanti materiali meno leggeri di quelli attuali.
Turboreattore semplice. - In questi ultimi anni, a seguito della sempre più estesa affermazione del turboreattore a doppio flusso nei settori dell'aviazione sia civile che militare, il turboreattore semplice ha ulteriormente ristretto rispetto al passato il suo campo di applicazione. Esso rimane presente nel settore dell'aviazione civile esclusivamente per le applicazioni del volo supersonico ove trovano impiego alcuni modelli di motori, quali gli Olympus della società britannica Rolls Royce, destinati al velivolo Concorde.
Altre più importanti utilizzazioni che si possono annoverare per il turbogetto sono quelle relative al settore militare, ove tale propulsore riceve specifico impiego per alcune particolari missioni tattiche a corto o breve raggio di azione, e quelle relative al settore dei minijets, ove vengono impiegate piccole versioni di turbogetti, con spinte dell'ordine del centinaio di daN, per particolari applicazioni soprattutto inerenti al volo senza pilota (RPV).
Indichiamo qui di seguito le principali caratteristiche di prestazioni del turboreattore semplice (tab. 3):
spinta: tale grandezza si attesta su valori massimi di poco inferiori ai 30.000 daN (circa 66.000 libbre), valore quest'ultimo relativo al già citato motore Olympus nel funzionamento con post-combustione inserita.
consumo specifico di combustibile: i valori assunti da tale grandezza in condizioni di crociera del turboreattore semplice si sono stabilizzati intorno a circa 1 kg/(daN h) nel volo senza post-combustione e i circa 2 kg/(daN h) relativi al funzionamento con post-combustione inserita.
rapporto peso/spinta: anche tale caratteristica non ha subito miglioramenti sostanziali, stabilizzandosi intorno a valori compresi tra 0,15 e 0,25.
Turboreattore a doppio flusso. - In quest'ultimo decennio è proseguita l'affermazione del turboreattore a doppio flusso il cui impiego si è ancora più esteso, rispetto al passato, nei confronti sia del turboreattore semplice (o turbogetto) che del turboelica.
Senza entrare nel merito del principio di funzionamento del turboreattore a doppio flusso (per il quale v. App. IV, iii, p. 73), è opportuno segnalare che il sempre crescente sviluppo di questo motore è dovuto essenzialmente ai seguenti due fatti.
Il rendimento globale (prodotto del rendimento termico per quello propulsivo) del turbogetto semplice risulta piuttosto modesto nel campo delle velocità subsoniche per i bassi valori che assume il rendimento propulsivo ηp, dato dalla relazione:
dove S è la spinta propulsiva; u è la velocità di volo; w è la velocità relativa di efflusso del getto dall'ugello propulsivo. Ciò avviene a causa dell'elevata perdita per energia cinetica allo scarico dell'ugello. Quest'ultima, infatti, assume valori tanto più elevati quanto minore è − per fissate caratteristiche del ciclo termodinamico e quindi della velocità di efflusso w- la velocità u di avanzamento del velivolo.
L'impiego del turboelica, particolarmente conveniente ai bassi e medi valori della velocità di volo, è ristretto a velocità massime di circa 700÷750 km/h; oltre tale limite il rendimento propulsivo del motore peggiora rapidamente per l'insorgere di fenomeni di urto aerodinamico sulle pale dell'elica.
Stante tale situazione, i maggiori costruttori di motori aeronautici con turbina a gas a livello mondiale (quali, soprattutto, le società nordamericane General Electric e Pratt & Whitney, nonché la britannica Rolls Royce) hanno in questi ultimi anni intensificato i loro sforzi verso lo sviluppo di propulsori in grado di soddisfare quelle che attualmente sono le più pressanti esigenze del volo.
Nel settore civile è stato dato sviluppo a motori in grado di assicurare ai velivoli valori sempre più contenuti del consumo specifico di combustibile, allo scopo di minimizzare quanto più possibile l'incidenza della voce relativa al carburante sul costo globale della missione, onde questa possa essere remunerata dal carico pagante (passeggeri e merci). Sono state realizzate in questi ultimi dieci anni varie versioni di motori caratterizzati da rapporti di by-pass (rapporto tra la portata massica di aria entrante nell'ugello ''freddo'' e quella entrante nel compressore che segue il ciclo termodinamico del motore) sempre più elevati (fino a un valore massimo pari a 9 raggiunto dal recentissimo propulsore GE 90- nelle versioni GE 90-76B e GE 90-85B- della General Electric, di prossima introduzione nel campo dell'aviazione civile di linea). Obiettivo di tale tendenza costruttiva è quello di contenere al massimo la perdita per energia cinetica allo scarico dell'ugello da cui dipende strettamente, come già detto, il valore del rendimento propulsivo del motore.
Significativi esempi di tale indirizzo tecnico sono forniti dalle tab. 4 e 5, ove sono riportati i più importanti parametri caratteristici relativi a tali motori e cioè:
rapporto di compressione totale: prodotto del rapporto di compressione del fan per quello del compressore;
rapporto di by-pass;
spinta statica: spinta massima (espressa in daN) elaborata dal motore in condizioni statiche, così come rilevata al banco prova motori;
consumo specifico di combustibile: rapporto tra spinta e consumo orario di combustibile in condizioni di crociera dell'aeromobile (espresso in kg/daN h);
rapporto peso/spinta: rapporto tra peso totale del motore e spinta statica.
Nelle tab. 4 e 5 è stata anche riportata, oltre alla massa totale di ciascun motore, la tipologia di velivoli sui quali tali motori sono o saranno a più o meno breve termine installati. Come si può rilevare dall'esame delle tabelle, i motori più recenti − dei quali alcuni sono ancora in fase di definitivo sviluppo − presentano elevati valori sia del rapporto di by-pass (all'incirca compreso tra 5 e 9) sia del rapporto di compressione, quest'ultimo molto prossimo a 40 (precisamente 39,3 per il già citato motore GE-90 della General Electric di imminente installazione sui più grossi aerei di linea).
In conseguenza delle scelte tecniche recentemente adottate i valori assunti dalle principali grandezze caratteristiche relative ai turboreattori a doppio flusso sono i seguenti:
Spinta propulsiva: la spinta statica totale è attualmente dell'ordine, al massimo, di 10.000 daN (pari a circa 22.000 libbre) per i propulsori per velivoli militari e di circa 40.000 daN (pari a circa 90.000 libbre) per quelli (per es., il CF 6-80E1 della General Electric, il Trent 772 della Rolls Royce e il PW4077 della Pratt & Whitney) destinati ai velivoli civili di linea (per es., l'Airbus A330 e i Boeing B777-A e B777-B). Sono in avanzata fase di sviluppo o di prossima certificazione nuove versioni di propulsori destinati al trasporto civile, con spinte totali dell'ordine di 45.000 daN (corrispondenti a circa 100.000 libbre), il cui impiego è ritenuto imminente sui più grossi velivoli destinati al trasporto commerciale. Al proposito è da rilevare che i forti incrementi della spinta fornita da un singolo motore hanno determinato una profonda evoluzione della configurazione dell'apparato propulsivo dei velivoli impiegati nel settore dell'aviazione civile a lungo raggio. Infatti, mentre fino agli anni Ottanta in questo settore venivano impiegati unicamente velivoli quadrireattori (per es., il Boeing B747, noto anche come Jumbo Jet), grazie al recentissimo sviluppo dei nuovi propulsori ad altissima spinta si sono potute realizzare alcune versioni di velivoli a lungo raggio, anche delle più grosse dimensioni, equipaggiati con tre (per es., il trireattore a tecnologia avanzata MD-11 della McDonnel-Douglas) o addirittura soltanto due motori. Esempio concreto di tale ultimo indirizzo sono i nuovissimi velivoli bireattori Airbus A330 e Boeing B777, attualmente in corso di acquisizione da parte di numerose compagnie aeree per i notevoli vantaggi che essi presentano in termini di costi sia di investimento che di esercizio degli aeromobili. Naturalmente tutto ciò è stato reso possibile dai grandi progressi verificatisi nel campo dell'affidabilità dei motori a seguito dell'intensissima attività di ricerca sulla sicurezza (prove di ingestione uccelli, rottura palette contenute dalla gondola motore, ecc.) svolta in questi ultimi anni da tutti i maggiori costruttori aeronautici.
Consumo specifico di combustibile: tale caratteristica ha assunto, nelle condizioni standard di crociera previste per il volo civile subsonico (Mach 0,85 a 11.000 m di quota, corrispondente a una velocità di quasi 900 km/h), valori compresi all'incirca tra i 0,53 e i 0,65 kg/(daN h). L'ottenimento di valori del consumo specifico così ridotti per i turboreattori a doppio flusso è dovuto essenzialmente: al sempre più esteso impiego di materiali ceramici per le parti più calde del ''generatore di gas'' (soprattutto, le camere di combustione e le palettature fisse degli stadi a più alta temperatura della turbina di alta pressione); alla progressiva applicazione, nella costruzione delle palettature mobili dei primi stadi della turbina di alta pressione, delle tecniche di solidificazione delle leghe sia ''unidirezionale'' che ''monocristallina'' (quest'ultima denominata anche single crystal), che hanno reso possibile, grazie alla riduzione dei fenomeni di scorrimento viscoso dei materiali (il cosiddetto creep), notevoli innalzamenti delle temperature di ingresso dei gas in turbina (tra i 1200 e i 1300 °C) a tutto vantaggio della spinta e dell'efficienza dei motori; all'adozione sulle più moderne versioni di velivoli (per es. il trireattore MD11) di motori dotati di sistemi di controllo elettronico computerizzato (detti anche sistemi FADEC, Full Authority Digital Engine Control) capaci di ottenere istante per istante, in dipendenza delle prestazioni richieste dal pilota al velivolo, i valori ottimali ai fini della economia di combustibile e della spinta dell'intero apparato propulsivo dei parametri funzionali del motore (portata di combustibile, portate di aria principale e secondaria spillate dal compressore, ecc.); all'adozione infine di alti rapporti di compressione totale del ciclo termodinamico (espressi dal prodotto del rapporto di compressione del fan per quello del compressore), che hanno raggiunto, grazie ai grandi progressi verificatisi nel campo dell'aerodinamica dei compressori, valori particolarmente elevati soprattutto per quanto attiene ai più recenti motori ad altissima spinta (è da segnalare, al proposito, il valore di 39,3 raggiunto dal propulsore GE 90-85B della società statunitense General Electric destinato ad azionare il nuovo velivolo commerciale Boeing B777-B).
Rapporto peso/spinta: anche tale caratteristica ha subito in questi ultimi anni notevoli miglioramenti portandosi al di sotto del valore di 0,2 che costituiva il limite massimo raggiunto dai turbofan impiegati nel corso degli anni Settanta (v. App. IV, iii, p. 74). È da rilevare che un siffatto progresso nel rapporto peso/spinta, ottenuto a tutto vantaggio del carico utile dei velivoli, è stato conseguito grazie al massiccio impiego nella costruzione dei propulsori di materiali speciali, di minore peso specifico rispetto a quelli tradizionali, tra cui sono soprattutto da annoverare le leghe superleggere (per es. quelle a base di titanio impiegate estesamente nella fabbricazione delle palette del fan) e i materiali compositi (per es. il kevlar, largamente utilizzato nella costruzione dei carters di contenimento dei motori). Particolarmente i materiali compositi, grazie alle loro migliori caratteristiche di leggerezza rispetto a quelli metallici, hanno permesso di ridurre drasticamente, a parità di resistenza meccancia, i pesi totali, per una fissata spinta, dei propulsori aeronautici.
Massa totale del motore: i modelli di propulsori con classe di spinta compresa tra i 35.000 e 40.000 daN (dell'ordine delle 80.000÷90.000 libbre), di attuale o imminente impiego sui più grossi aerei di linea, hanno raggiunto valori della massa totale prossimi agli 8000 kg (cioè un peso di 8 t), limite quest'ultimo all'incirca doppio rispetto a quello dei più grossi motori della precedente generazione costruttiva (CF 6 della General Electric, JT 8-D, ecc.)
La sperimentazione di un nuovo propulsore: il propeller fan (o ''propfan''). − A partire dalla fine degli anni Settanta, i costruttori di motori aeronautici, spinti dai notevolissimi incrementi subiti a quell'epoca dal costo dei combustibili in dipendenza della particolare situazione politica internazionale, si sono impegnati nella ricerca e sviluppo di una nuova soluzione costruttiva di turboreattore a doppio flusso in grado di realizzare consumi specifici di combustibile notevolmente più bassi rispetto a quelli dei propulsori tradizionali.
Gli sforzi dapprima si sono orientati verso lo sviluppo di turboreattori a doppio flusso di tipo convenzionale a ventola intubata (comunemente denominati ducted fan) a più alti rapporti di by-pass rispetto a quelli tradizionali. Tale soluzione, però, non si è dimostrata perseguibile oltre una certa misura in quanto all'aumentare del rapporto di by-pass l'ingombro, il peso e la resistenza aerodinamica dei propulsori si accrescevano eccessivamente in relazione ai modesti valori allora ottenibili per la spinta totale generata dai motori. L'attenzione delle case costruttrici aeronautiche si è perciò rivolta, nel corso degli anni Ottanta, verso lo studio e lo sviluppo di nuove versioni di propulsori che si ispirassero al principio di funzionamento del turboelica, propulsore che nel campo delle basse e medie velocità di volo presenta rendimenti propulsivi elevatissimi (dell'ordine del 90%), senz'altro superiori a quelli delle più avanzate versioni di turboreattori a doppio flusso, potendosi considerare una particolare versione a ventola non intubata ad altissimo rapporto di by-pass (da 50 in su).
Al fine di realizzare un propulsore avente un rendimento propulsivo paragonabile a quello del turboelica, ma idoneo alle più elevate velocità di volo, alcuni tra i più importanti costruttori di motori aeronautici a livello mondiale (quali le società statunitensi General Electric e Pratt & Whitney) hanno intrapreso lo sviluppo di una nuova tipologia di turboreattore a doppio flusso denominato propfan.
Nelle due versioni sviluppate dalle due case costruttrici (v. fig.) il propfan si presenta costituito da un gruppo ''generatore di gas'' (formato da compressore, camera di combustione e turbine di alta e media pressione), accoppiato fluidodinamicamente a una turbina di bassa pressione che aziona due eliche controrotanti.
Nella versione della General Electric (fig. A) l'azionamento delle due eliche è stato ottenuto grazie a un'originale soluzione costruttiva di turbina di bassa pressione rotante a velocità ridotta e caratterizzata dalla presenza di due sistemi (g′ e g″) di palettature rotoriche controrotanti. Nella soluzione studiata dalla Pratt & Whitney (fig. B) la turbina di bassa pressione è caratterizzata da una maggiore velocità di rotazione e l'azionamento a più bassa velocità delle due ventole è stato ottenuto per mezzo di un apposito riduttore a ingranaggi.
Grazie alla soluzione del sistema di eliche controrotanti sono stati conseguiti i seguenti risultati:
a) un notevole accrescimento della spinta nei confronti del turboelica per il duplice contributo all'incremento della quantità di moto impresso alla corrente di aria da parte delle due eliche;
b) una quasi completa assialità del flusso d'aria in uscita dalla seconda elica che, minimizzando la perdita per energia cinetica allo scarico, ha permesso di accrescere sensibilmente il rendimento propulsivo del motore.
Per assicurare elevati valori del rendimento propulsivo anche alle alte velocità di volo, entrambe le soluzioni sviluppate prevedevano l'impiego di eliche a alto numero di pale (da 8 a 10), quest'ultime aventi un'inedita forma ad ''scimitarra'', frutto di specifici studi effettuati dalla NASA. In base a quanto è emerso dalla sperimentazione in campo di alcuni prototipi realizzati dalla General Electric, questo propulsore ha dimostrato di poter assicurare ridotti consumi di combustibile a velocità di volo piuttosto elevate (circa 800÷850 km/h), molto prossime a quelle (pari a circa 900 km/h) utilizzate dai tradizionali aerei di linea impiegati nell'aviazione commerciale.
Nonostante i primi promettenti risultati, però, lo sviluppo del propfan è stato nel corso degli anni Ottanta progressivamente messo da parte da entrambe le case costruttrici, a causa degli altissimi costi del suo programma di sviluppo e del sempre minore interesse dimostrato dalle compagnie aeree alla sua realizzazione in conseguenza del forte calo sui mercati internazionali dei costi dei combustibili.
Non è, comunque, da escludere che, a seguito di sempre possibili lievitazioni dei costi dei combustibili, si riaccenda, in un futuro più o meno prossimo, l'interesse dei costruttori di motori aeronautici e delle compagnie aree verso il definitivo sviluppo di tale nuova tipologia di propulsore. Vedi tav. f.t.
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Propulsione per aerei militari. - I motori militari hanno esigenze molto diverse rispetto ai propulsori civili, in rapporto alla possibilità di manovre acrobatiche e all'estrema variabilità della richiesta di potenza. Per i motori a turbina si pone quindi il requisito di accettare un flusso d'aria che non sia in direzione assiale, ma possa provenire dalle più diverse direzioni, senza che per questo si verifichi uno stallo al compressore; un altro requisito è la resistenza alle elevate accelerazioni positive e negative (da +8 a −3g), che possono verificarsi nelle manovre di combattimento. Mentre negli aerei civili c'è una grande richiesta di potenza al decollo, poi un regime di salita e infine un regime di crociera a potenza pressocché costante, fino alla fase di avvicinamento, nei velivoli militari le manovre di combattimento esigono improvvise e imprevedibili richieste di potenza, per avere il massimo della velocità o una rapida salita, o richiedere un altrettanto improvviso regime minimo durante una picchiata, per poi tornare improvvisamente al massimo per un disimpegno rapido o per una virata sostenuta con 90° d'inclinazione. Il motore dev'essere dunque progettato per soddisfare queste richieste.
Un esempio tipico di motore aereo militare moderno è l'EJ200 prodotto dal consorzio quadrinazionale Eurojet, costituito da Fiat e Avio (Italia), Industria de Turbopropulsores (ITP, Spagna), MTU (Germania) e Rolls Royce (Regno Unito) appartenenti alle quattro nazioni che hanno costruito insieme il caccia Eurofighter, a cui il motore è destinato. L'EJ200 è un motore semplice e robusto, con un alto rapporto spinta/peso (20÷23.000 lbs di spinta, aumentabili a 26.000 nelle versioni successive e circa 1000 kg di peso): il compressore ha solamento otto stadi e la turbina appena due.
I compressori e le turbine per flusso transonico sono stati progettati impiegando computer per lo studio tridimensionale del flusso (v. oltre); i dischi da cui si ricavano le palette dei compressori e delle turbine sono stati prodotti per pressofusione di polveri metalliche, al fine di ottenere una grande omogeneità di struttura. Il sistema FADEC con cui il pilota comanda il motore consente di trarne il massimo rendimento e di agevolarne la manutenzione; è stato calcolato che l'EJ200 richiederà mezz'ora/uomo di manutenzione per ogni ora di volo, il che comporterà una riduzione del costo di esercizio del 50%.
Getti orientabili. − Il primo velivolo a decollo verticale a getti orientabili fu il P1127, costruito nel 1950 dalla ditta britannica Hawker Siddeley. Ci vollero molti anni perché si affermasse, col nome di Harrier, non avendo inizialmente un'autonomia sufficiente per impieghi militari. La soluzione fu trovata attraverso il potenziamento del motore Rolls Royce Pegasus e soprattutto sostituendo al decollo verticale il decollo corto, con un trampolino come quello da sci per la versione navale. Gli Harrier furono impiegati dalla RAF e dai Marines statunitensi con ottimi standard di efficienza. L'US Air Force faceva nel frattempo altri esperimenti con getti orientabili, di cui il più importante è stato il programma dell'F15 STOL e il Maneuver Technology Demonstrator (S/MTD) iniziato nel settembre 1988 e durato fino all'agosto 1991, con 140 voli per complessive 179 ore.
La progettazione computerizzata. − La progettazione al computer dei motori d'aviazione ha compiuto molti progressi negli ultimi anni, grazie all'accresciuta potenza di calcolo degli elaboratori e all'ingegnosità dei programmatori. Tutto questo ha portato a un cospicuo risparmio di tempo e di denaro nella fase di progetto. I moderni elaboratori consentono di prevedere e di mostrare in grafica tridimensionale il flusso dell'aria e dei gas. Un esempio interessante è la progettazione del motore Rolls Royce Trent che presenta una turbina a bassa pressione a quattro stadi: durante la progettazione, per correggere la geometria delle palette e conseguire la migliore aerodinamica, è stata impiegata la dinamica dei fluidi computerizzata (CFD). La progettazione al computer consente di evitare la prova sui materiali, che si fa solo alla fine, risparmiando in tal modo tempo e denaro.
Sempre nel caso del motore Trent, è stato possibile simulare anche il comportamento della gondola del motore nel caso estremo di rottura di una pala della ventola (fan). La sicurezza impone che se la pala si stacca dall'albero, essa non attraversi la gondola, e a tal fine la gondola è stata rinforzata con un cerchio di kevlar; l'efficacia di questa misura si può controllare dapprima sull'elaboratore, facendo poi un'unica prova reale. Un altro utile impiego della computergrafica su video è quello per ottimizzare la sistemazione delle tubazioni, dei fili e dei sistemi di controllo che debbono trovar posto fra il propulsore e l'involucro che lo contiene. Il computer agevola inoltre l'integrazione fra propulsori e aeroplano.
I motori d'aviazione sono in continuo progresso: la possibilità di provare nuove soluzioni mediante simulazione al computer rende possibili studi e ricerche, che risulterebbero altrimenti di costo proibitivo (v. simulatore, in questa Appendice).
Propulsione navale. − La turbina a gas negli ultimi vent'anni ha visto aumentare enormemente il suo impiego sui mezzi navali (v. anche nave, App. III, ii, p. 198; motore, IV, ii, p. 525). In campo militare essa è l'unico tipo di propulsore in servizio presso molte forze navali anche su navi di grandi dimensioni (incrociatori e cacciatorpediniere). A volte si è però preferito l'accoppiamento di turbine a gas e a diesel; le varie combinazioni sono (espresse in sigle): CODAG (Combined Diesel And Gas), CODOG (Combined Diesel Or Gas), CODEAG (Combined Diesel Electric And Gas), COGAG (Combined Gas and Gas) e COGOG (Combined Gas Or Gas). In questa ultima soluzione due turbine a gas sono per la navigazione a velocità di crociera, mentre altre due turbine a gas sono solo per la velocità massima. Per es., sulla fregata britannica HMS Brave, da 5000 t, ci sono due turbine RR Tyne da 4 MW per la crociera e due turbine RR Spey SM1C per la navigazione veloce; questi ultimi propulsori possono fornire una potenza continua di 18 MW, con spunti di 19,5 MW. Nelle sigle sopra ricordata la O sta per or e la A sta per and; nel primo caso vi sono propulsori dedicati all'andatura di crociera e altri per l'andatura a tutta forza, nel secondo c'è la possibilità di accoppiamento fra i due tipi di propulsori. Per dislocamenti fra le 2000 e le 4000 t e velocità massime sui 20 nodi, c'è la tendenza a scegliere la soluzione or, mentre per le unità maggiori, fino a 14.000 t, la soluzione and è preferita. Nel caso della italiana Garibaldi, essa adotta il sistema COGAG, e ha un apparato motore tuttogas su quattro turbine Fiat/General Electric LN-2500 accoppiate a due a due su due assi con centrale di telecomando. La potenza di ogni turbina è di 20.000 cv a 22 °C; in sovrapotenza si possono raggiungere i 25.000.
I vantaggi della turbina a gas rispetto al diesel sono l'economia di spazio e di peso, l'affidabilità, la pronta erogazione di altissime potenze e la silenziosità. Per es. nelle operazioni antisommergibile di unità come l'Animoso (a propulsione CODAG) vengono spenti i motori diesel e ci si affida alle turbine. La potenza specifica di una turbina a gas è di circa 3,5 kW/kg contro gli 0,2 kW/kg del diesel, mentre la turbina consuma 185 g per cavallo/ora contro i 165 g del diesel. In alcune applicazioni, come nel caso delle unità navali anfibie degli Stati Uniti, la turbina a gas sta soppiantando anche la turbina a vapore.
La marina mercantile, condizionata da rigorose esigenze economiche, ha tardato molto ad adottare la turbina a gas. L'esigenza di una maggiore velocità, come nel caso di traghetti, sta mutando questo orientamento. Aliscafi a turbina per servizio passeggeri sono ormai attivi in varie parti del mondo e questo tipo di propulsore va estendendosi ai natanti monocarena. Per l'Italia sono da citare due esempi molto importanti: il Destriero, costruito dalla Fincantieri-Cantieri Navali Italiani, propulso da tre turbine GE LM 1600 da 14 kW ciascuna (che ha conquistato il nastro azzurro nell'estate 1992 con una traversata atlantica di 3109 miglia marine, percorse in 58 ore, 34′ 40″ alla media di 51,09 nodi) e il traghetto monoscafo veloce Aquastrada, capace di 400 passeggeri e oltre 100 automobili, che monta due motori a turbina Fiat LM 2500 (su licenza General Electric) e motori diesel per le basse velocità, con una velocità di 43 nodi; è entrato in servizio sul tragitto Civitavecchia-Olbia nell'estate 1993.
Bibl.: S.W. Kandebo, GE, Pratt ground tests validate nozzle concepts. Pratt nozzle meets initial test objectives, in Aviation Week & Space Technology, marzo 1992, p. 44 ss.; Id., Pratt to test lightweight thrust-vectoring/reversing nozzle, ibid., 18 gennaio 1993, p. 59; Id., Air Force roadmap defines vectoring nozzle development, ibid., 25 gennaio 1993, p. 67; R. J. Hill, P. V. Langdell, Achieving faster and more economic engine design and development, in The Rolls Royce Magazine, 56 (marzo 1993), p. 8; Jane's High-Speed Marine Craft, 1992-93.