Tutti i motori a reazione sono motori a reazione che generano spinta emettendo un getto di fluido all’indietro a velocità relativamente elevata. Le forze all’interno del motore necessarie per creare questo getto danno una forte spinta al motore che spinge l’imbarcazione in avanti.

I motori a reazione producono il loro getto dal propellente immagazzinato in serbatoi che sono attaccati al motore (come in un “razzo”) e nei motori a canale (quelli comunemente usati sugli aerei) ingerendo un fluido esterno (molto tipicamente aria) ed espellendolo a velocità più elevata.

Propellente nozzleEdit

L’ugello di propulsione è il componente chiave di tutti i motori a reazione in quanto crea il getto di scarico. Gli ugelli propulsori trasformano l’energia interna e la pressione in energia cinetica ad alta velocità. La pressione totale e la temperatura non cambiano attraverso l’ugello, ma i loro valori statici diminuiscono man mano che il gas accelera.

La velocità dell’aria che entra nell’ugello è bassa, circa Mach 0.4, un prerequisito per ridurre al minimo le perdite di pressione nel condotto che porta all’ugello. La temperatura che entra nell’ugello può essere bassa come ambiente del livello del mare per un ugello del ventilatore nell’aria fredda alle altitudini di crociera. Può essere alto come la temperatura del gas di scarico 1000K per un motore di postcombustione supersonico o 2200K con postcombustore acceso. La pressione che entra nell’ugello può variare da 1,5 volte la pressione all’esterno dell’ugello, per un ventilatore a singolo stadio, a 30 volte per il velivolo con equipaggio più veloce a mach 3+.

Gli ugelli convergenti sono solo in grado di accelerare il gas fino a condizioni di sonic locali (Mach 1). Per raggiungere alte velocità di volo, sono necessarie velocità di scarico ancora maggiori, e quindi un ugello convergente-divergente viene spesso utilizzato su aeromobili ad alta velocità.

La spinta dell’ugello è maggiore se la pressione statica del gas raggiunge il valore ambientale mentre esce dall’ugello. Ciò accade solo se l’area di uscita dell’ugello è il valore corretto per il rapporto di pressione dell’ugello (npr). Poiché l’npr cambia con l’impostazione della spinta del motore e la velocità di volo, questo è raramente il caso. Anche a velocità supersoniche l’area divergente è inferiore a quella necessaria per dare una completa espansione interna alla pressione ambientale come compromesso con la resistenza esterna del corpo. Whitford dà l’F-16 come esempio. Altri esempi sottoespanditi erano l’XB-70 e l’SR-71.

La dimensione dell’ugello, insieme all’area degli ugelli della turbina, determina la pressione di esercizio del compressore.

ThrustEdit

Efficienza energetica relativa ai motori a reazione degli aereimodifica

Questa panoramica evidenzia dove si verificano perdite di energia in motopropulsori di aeromobili a reazione completi o installazioni di motori.

Un motore a reazione a riposo, come su un banco di prova, aspira carburante e genera spinta. Quanto bene lo fa è giudicato da quanto carburante usa e quale forza è necessaria per trattenerlo. Questa è una misura della sua efficienza. Se qualcosa si deteriora all’interno del motore (noto come deterioramento delle prestazioni) sarà meno efficiente e questo mostrerà quando il carburante produce meno spinta. Se viene apportata una modifica a una parte interna che consente all’aria / ai gas di combustione di fluire in modo più fluido, il motore sarà più efficiente e utilizzerà meno carburante. Una definizione standard viene utilizzata per valutare come diverse cose cambiano l’efficienza del motore e anche per consentire confronti da effettuare tra diversi motori. Questa definizione è chiamata consumo di carburante specifico, o quanto carburante è necessario per produrre un’unità di spinta. Ad esempio, sarà noto per un particolare design del motore che se alcuni dossi in un condotto di bypass vengono levigati l’aria scorrerà più agevolmente dando una riduzione della perdita di pressione di x% e y% meno carburante sarà necessario per ottenere la spinta di decollo, per esempio. Questa comprensione rientra nella disciplina ingegneristica Prestazioni del motore a reazione. Il modo in cui l’efficienza è influenzata dalla velocità di avanzamento e dalla fornitura di energia ai sistemi aeronautici è menzionato più avanti.

L’efficienza del motore è controllata principalmente dalle condizioni operative all’interno del motore che sono la pressione prodotta dal compressore e la temperatura dei gas di combustione al primo set di pale rotanti della turbina. La pressione è la più alta pressione dell’aria nel motore. La temperatura del rotore della turbina non è la più alta nel motore, ma è la più alta in cui avviene il trasferimento di energia ( temperature più elevate si verificano nel combustore). La pressione e la temperatura di cui sopra sono mostrate su un diagramma di ciclo termodinamico.

L’efficienza è ulteriormente modificata dal modo in cui l’aria e i gas di combustione fluiscono attraverso il motore, dal modo in cui il flusso è allineato (noto come angolo di incidenza) con i passaggi mobili e stazionari nei compressori e nelle turbine. Angoli non ottimali, così come le forme di passaggio e lama non ottimali possono causare ispessimento e separazione degli strati limite e formazione di onde d’urto. È importante rallentare il flusso (velocità inferiore significa meno perdite di carico o perdite di carico) quando viaggia attraverso condotti che collegano le diverse parti. Quanto i singoli componenti contribuiscano a trasformare il carburante in spinta è quantificato da misure come l’efficienza per i compressori, le turbine e il combustore e le perdite di pressione per i condotti. Questi sono mostrati come linee su un diagramma di ciclo termodinamico.

L’efficienza del motore, o l’efficienza termica, nota come η t h {\displaystyle \eta _{th}}

. dipende dal ciclo Termodinamico parametri di massima pressione e temperatura, e sulla componente di efficienza, η c o m p r e s s o r {\displaystyle \eta _{compressore}}

h c o m b u s t i o n e {\displaystyle \eta _{combustione}}

e η t u r b i n e {\displaystyle \eta _{turbina}}

e condotto le perdite di pressione.

Il motore ha bisogno di aria compressa solo per funzionare correttamente. Questa aria proviene dal proprio compressore e si chiama aria secondaria. Non contribuisce a rendere la spinta così rende il motore meno efficiente. Viene utilizzato per preservare l’integrità meccanica del motore, per fermare il surriscaldamento delle parti e per evitare la fuoriuscita di olio dai cuscinetti, ad esempio. Solo una parte di questa aria prelevata dai compressori ritorna al flusso della turbina per contribuire alla produzione di spinta. Qualsiasi riduzione della quantità necessaria migliora l’efficienza del motore. Ancora una volta, sarà noto per un particolare design del motore che un requisito ridotto per il flusso di raffreddamento di x% ridurrà il consumo di carburante specifico di y%. In altre parole, sarà necessario meno carburante per dare spinta al decollo, per esempio. Il motore è più efficiente.

Tutte le considerazioni di cui sopra sono fondamentali per il motore che funziona da solo e, allo stesso tempo, non fa nulla di utile, cioè non muove un aeromobile o fornisce energia per i sistemi elettrici, idraulici e aerei dell’aeromobile. Nell’aeromobile il motore dà via parte del suo potenziale di produzione di spinta, o carburante, per alimentare questi sistemi. Questi requisiti, che causano perdite di installazione, riducono la sua efficienza. Sta usando del carburante che non contribuisce alla spinta del motore.

Infine, quando l’aeromobile è in volo, il getto propulsivo stesso contiene energia cinetica sprecata dopo aver lasciato il motore. Questo è quantificato dal termine propulsivo, o Froude, efficienza η p {\displaystyle\eta _{p}}

e può essere ridotto riprogettando il motore per dargli flusso di bypass e una velocità inferiore per il getto di propulsione, ad esempio come motore turboelica o turbofan. Allo stesso tempo, la velocità di avanzamento aumenta la η t h {\displaystyle \ eta _{th}}

aumentando il rapporto di pressione complessivo.

L’efficienza complessiva del motore al regime di volo è definita come η o = η p η t h {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}

.

La η o {\displaystyle \eta _{o}}

alla velocità di volo dipende da quanto bene l’aspirazione comprime l’aria prima che venga consegnata ai compressori del motore. Il rapporto di compressione di aspirazione, che può essere alto come 32:1 a Mach 3, aggiunge a quella del compressore motore per dare il rapporto di pressione complessiva e η t h {\displaystyle \ eta _{th}}

per il ciclo termodinamico. Quanto bene fa questo è definito dal suo recupero di pressione o misura delle perdite nell’assunzione. Mach 3 volo con equipaggio ha fornito un interessante esempio di come queste perdite possono aumentare drammaticamente in un istante. Il North American XB-70 Valkyrie e Lockheed SR-71 Blackbird a Mach 3 ciascuno aveva recuperi di pressione di circa 0.8, a causa di perdite relativamente basse durante il processo di compressione, cioè attraverso sistemi di shock multipli. Durante un ‘unstart’ l’efficiente sistema di shock sarebbe sostituito da un singolo shock molto inefficiente oltre l’ingresso e da un recupero della pressione di aspirazione di circa 0,3 e un rapporto di pressione corrispondentemente basso.

L’ugello di propulsione a velocità superiori a circa Mach 2 di solito ha perdite di spinta interne extra perché l’area di uscita non è abbastanza grande come compromesso con la resistenza esterna del afterbody.

Anche se un motore di bypass migliora l’efficienza propulsiva, incorre in perdite proprie all’interno del motore stesso. Il macchinario deve essere aggiunto per trasferire l’energia dal generatore di gas ad un flusso d’aria di esclusione. La perdita bassa dall’ugello di propulsione di un turbogetto si aggiunge a con le perdite supplementari dovuto le inefficienze nella turbina e nel fan aggiunti. Questi possono essere inclusi in una trasmissione, o trasferimento, efficienza η T {\displaystyle \ eta _ {T}}

. Tuttavia, queste perdite sono più che compensate dal miglioramento dell’efficienza propulsiva. Ci sono anche perdite di pressione extra nel condotto di bypass e un ugello di propulsione extra.

Con l’avvento di turbofans con la loro perdita di macchinari quello che succede dentro il motore è stato separato da Bennett, per esempio, tra il generatore di gas e di trasferimento di macchinari dando η o = h p h t h h T {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta _{T}}

.

Dipendenza dell’efficienza di propulsione (η) dal rapporto velocità/velocità di scarico del veicolo (v/ve) per i motori a getto d’aria e a razzo.

L’efficienza energetica ( η o {\displaystyle \eta _{o}}

) di jet motori installati in veicoli ha due componenti principali:

• efficienza propulsiva ( η p {\displaystyle \eta _{p}}
  

  ): quanta parte dell’energia del getto finisce nel corpo del veicolo piuttosto che essere portato via come energia cinetica del getto.

• efficienza del ciclo ( η t h {\displaystyle \eta _{th}}
  

  ): come in modo efficiente il motore può accelerare il jet

Anche se l’efficienza energetica complessiva η o {\displaystyle \eta _{o}}

è: η o = η p η t h {\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}

per tutti i motori a reazione l’efficienza propulsiva è massima in quanto la velocità del getto di scarico si avvicina alla velocità del veicolo energia cinetica. Per un motore ad aria compressa una velocità di scarico uguale alla velocità del veicolo, o η p {\displaystyle\eta _{p}}

uguale a uno, dà una spinta pari a zero senza alcuna variazione netta di quantità di moto. La formula per aria per respirare motori muove a velocità v {\displaystyle v}

con una velocità di scarico v e {\displaystyle v_{e}}

, e trascurando il flusso di carburante, è: η p = 2 1 + v e v {\displaystyle \eta _{p}={\frac {2}{1+{\frac {v_{e}}{v}}}}}

E per un razzo:

η p = 2 ( v v e ) 1 + ( v v e ) 2 {\displaystyle \eta _{p}={\frac {2\,({\frac {v}{v_{e}}})}{1+({\frac {v}{v_{e}}})^{2}}}}

oltre a efficienza propulsiva, un altro fattore è il rendimento del ciclo; un motore a reazione è una forma di motore termico. L’efficienza del motore termico è determinata dal rapporto tra le temperature raggiunte nel motore e quella esaurita all’ugello. Ciò è migliorato costantemente nel tempo poiché sono stati introdotti nuovi materiali per consentire temperature massime del ciclo più elevate. Ad esempio, i materiali compositi, combinando metalli con ceramica, sono stati sviluppati per le pale delle turbine HP, che funzionano alla massima temperatura del ciclo. L’efficienza è anche limitata dal rapporto di pressione complessivo che può essere raggiunto. L’efficienza del ciclo è più alta nei motori a razzo (~60+%), in quanto possono raggiungere temperature di combustione estremamente elevate. L’efficienza del ciclo in turbogetto e simili è più vicina a 30%, dovuto le temperature molto più basse del ciclo di punta.

Efficienza di combustione tipica di una turbina a gas di un aeromobile nel raggio d’azione.

Limiti tipici di stabilità alla combustione di una turbina a gas per aeromobili.

L’efficienza di combustione della maggior parte dei motori a turbina a gas degli aeromobili a livello del mare è quasi del 100%. Diminuisce in modo non lineare al 98% in condizioni di crociera in quota. Il rapporto aria-carburante varia da 50: 1 a 130: 1. Per qualsiasi tipo di camera di combustione esiste un limite ricco e debole al rapporto aria-carburante, oltre il quale la fiamma si spegne. La gamma di rapporto aria-carburante tra i limiti ricchi e deboli è ridotta con un aumento della velocità dell’aria. Se il flusso di massa d’aria crescente riduce il rapporto del carburante al di sotto di un determinato valore, si verifica l’estinzione della fiamma.

Impulso specifico in funzione della velocità per diversi tipi di jet con combustibile a cherosene (l’Isp di idrogeno sarebbe circa il doppio). Sebbene l’efficienza precipiti con la velocità, vengono coperte distanze maggiori. L’efficienza per unità di distanza (per km o miglio) è approssimativamente indipendente dalla velocità per i motori a reazione come gruppo; tuttavia, i telai diventano inefficienti a velocità supersoniche.

Consumo di carburante o propellentEdit

Un concetto strettamente correlato (ma diverso) all’efficienza energetica è il tasso di consumo della massa del propellente. Il consumo di propellente nei motori a reazione è misurato in base al consumo di carburante specifico, all’impulso specifico o alla velocità di scarico effettiva. Misurano tutti la stessa cosa. L’impulso specifico e la velocità di scarico effettiva sono strettamente proporzionali, mentre il consumo specifico di carburante è inversamente proporzionale agli altri.

Per i motori a respirazione aerea come i turboreattori, l’efficienza energetica e l’efficienza del propellente (carburante) sono più o meno la stessa cosa, poiché il propellente è un carburante e la fonte di energia. In missilistica, il propellente è anche lo scarico, e questo significa che un propellente ad alta energia dà una migliore efficienza del propellente, ma può in alcuni casi effettivamente dare minore efficienza energetica.

Si può vedere nella tabella (appena sotto) che i turbofan subsonici come il turbofan CF6 di General Electric utilizzano molto meno carburante per generare spinta per un secondo rispetto al turbogetto Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 del Concorde. Tuttavia, poiché l’energia è forza volte la distanza e la distanza al secondo era maggiore per il Concorde, la potenza effettiva generata dal motore per la stessa quantità di carburante era maggiore per il Concorde a Mach 2 rispetto al CF6. Pertanto, i motori del Concorde erano più efficienti in termini di energia per miglio.

Consumo specifico di carburante (SFC), impulso specifico e numeri di velocità di scarico efficaci per vari motori a razzo e jet.

Tipo di motore	Scenario	Spec. carburante contro.		Specifiche impulso (s)	Efficace di scarico velocità (m/s)
		(lb/lbf·h)	(g/kN·s)
NK-33 motore a razzo	Vuoto	10.9	308	331	3250
SSME rocket engine	Space shuttle vacuum	7.95	225	453	4440
Ramjet	Mach 1	4.5	130	800	7800
J-58 turbojet	SR-71 at Mach 3.2 (Wet)	1.9	54	1900	19000
Eurojet EJ200	Reheat	1.66–1.73	47–49	2080–2170	20400–21300
Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 turbojet	Concorde Mach 2 cruise (Dry)	1.195	33.8	3010	29500
Eurojet EJ200	Dry	0.74–0.81	21–23	4400–4900	44000–48000
CF6-80C2B1F turbofan	Boeing 747-400 cruise	0.605	17.1	5950	58400
General Electric CF6 turbofan	Sea level	0.307	8.7	11700	115000

Spinta-peso ratioEdit

articolo Principale: Spinta / peso

La spinta-peso rapporto di motori a reazione con configurazioni simili, varia a seconda scala, ma è principalmente una funzione di motore di tecnologie di costruzione. Per un determinato motore, più leggero è il motore, migliore è la spinta-peso, meno carburante viene utilizzato per compensare la resistenza dovuta alla portanza necessaria per trasportare il peso del motore o per accelerare la massa del motore.

Come si può vedere nella seguente tabella, i motori a razzo generalmente raggiungono rapporti spinta-peso molto più elevati rispetto ai motori a canale come i motori turbogetto e turbofan. Questo è principalmente perché razzi quasi universalmente utilizzano denso liquido o massa di reazione solida che dà un volume molto più piccolo e quindi il sistema di pressurizzazione che fornisce l’ugello è molto più piccolo e più leggero per le stesse prestazioni. I motori del condotto devono occuparsi di aria che è due-tre ordini di grandezza meno densi e questo dà le pressioni sopra le aree molto più grandi, che a sua volta provoca più materiali di ingegneria che sono necessari tenere insieme il motore e per il compressore d’aria.

Jet o il motore a razzo	Massa		di Spinta, vuoto		Spinta- rapporto peso
	(kg)	(lb)	(kN)	(lbf)
RD-0410 motore a razzo nucleare	2,000	di 4.400	35.2	7,900	1.8
J58 motore jet (SR-71 Blackbird)	2,722	6,001	150	34,000	5.2
Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 turbojet with reheat (Concorde)	3,175	7,000	169.2	38,000	5.4
Pratt & Whitney F119	1,800	3,900	91	20,500	7.95
RD-0750 rocket engine, three-propellant mode	4,621	10,188	1,413	318,000	31.2
RD-0146 rocket engine	260	570	98	22,000	38.4
Rocketdyne RS-25 rocket engine	3,177	7,004	2,278	512,000	73.1
RD-180 rocket engine	5,393	11,890	4,152	933,000	78.5
RD-170 rocket engine	9,750	21,500	7,887	1,773,000	82.5
F-1 (Saturn V first stage)	8,391	18,499	7,740.5	1,740,100	94.1
NK-33 rocket engine	1,222	2,694	1,638	368,000	136.7
Merlin 1D rocket engine, full-thrust version	467	1,030	825	185,000	180.1

Confronto dei typesEdit

efficienza Propulsiva di confronto per i vari motori a turbina a gas configurazioni

Elica motori di gestire più aria flussi di massa, e dare loro la più piccola accelerazione, di motori a getto. Poiché l’aumento della velocità dell’aria è piccolo, alle alte velocità di volo la spinta disponibile per i velivoli ad elica è piccola. Tuttavia, a basse velocità, questi motori beneficiano di un’efficienza propulsiva relativamente elevata.

D’altra parte, i turboreattori accelerano un flusso di massa molto più piccolo di aria aspirata e combustibile bruciato, ma poi lo respingono ad altissima velocità. Quando un ugello de Laval viene utilizzato per accelerare uno scarico del motore caldo, la velocità di uscita può essere localmente supersonica. I turbogetti sono particolarmente adatti per gli aerei che viaggiano a velocità molto elevate.

I turbofan hanno uno scarico misto costituito dall’aria di bypass e dal gas del prodotto a combustione calda proveniente dal motore centrale. La quantità di aria che bypassa il motore centrale rispetto alla quantità che scorre nel motore determina quello che viene chiamato rapporto di bypass di un turbofan (BPR).

Mentre un motore turbogetto utilizza tutta la potenza del motore per produrre spinta sotto forma di un getto di gas di scarico ad alta velocità caldo, l’aria di bypass a bassa velocità fredda di un turbofan produce tra il 30% e il 70% della spinta totale prodotta da un sistema turbofan.

La spinta netta (FN) generata da un turbofan può anche essere espansa come:

F N = m e v h e − m o v a + B P R ( m c v f ) {\displaystyle F_{N}={\dot {m}}_{e}v_{e}-{\dot {m}}_{a}v_{a}+BPR\,({\dot {m}}_{c}v_{f})}

dove:

ṁ e	= massa del tasso di caldo combustione flusso di gas di scarico dal motore principale
ṁo	= la portata massica di aria totale flusso in ingresso alla turbina = ṁc + ṁf
ṁc	= la portata massica di aria di aspirazione che scorre il core engine
ṁf	= la portata massica di aria di aspirazione che bypassa il core engine
vf	= velocità del flusso d’aria aggirato intorno al nucleo motore
vhe	= velocità del caldo gas di scarico dal motore principale
vo	= velocità del totale dell’aria di aspirazione = la vera velocità del velivolo
AZIENDA	= Bypass Ratio

motori a Razzo sono estremamente ad alta velocità di scarico e quindi sono più adatti per le alte velocità (hypersonic) e grandi altitudini. In un qualsiasi motore, la spinta e l’efficienza di un motore a razzo migliora leggermente con l’aumentare dell’altitudine (perché il back-pressione diminuisce aumentando così netta spinta all’uscita dell’ugello piano), mentre con un turbogetto (o turbofan) la caduta di densità dell’aria che entra nella presa (e i gas caldi in uscita dall’ugello) provoca la spinta netta a diminuire con l’aumentare dell’altitudine. I motori a razzo sono più efficienti anche di scramjets sopra circa Mach 15.

Altitudine e velocitàedit

Ad eccezione degli scramjet, i motori a reazione, privati dei loro sistemi di ingresso, possono accettare solo aria a circa la metà della velocità del suono. Il lavoro del sistema dell’entrata per gli aerei transonici e supersonici è di rallentare l’aria ed eseguire alcuno della compressione.

Il limite di altitudine massima per i motori è impostato dall’infiammabilità: a quote molto elevate l’aria diventa troppo sottile per bruciare o, dopo la compressione, troppo calda. Per i motori a turbogetto sembrano essere possibili altitudini di circa 40 km, mentre per i motori a turbogetto possono essere raggiungibili 55 km. Scramjets può teoricamente gestire 75 km. Motori a razzo, naturalmente, non hanno alcun limite superiore.

Ad altitudini più modeste, volare più velocemente comprime l’aria nella parte anteriore del motore, e questo riscalda notevolmente l’aria. Il limite superiore è di solito pensato per essere circa Mach 5-8, come sopra circa Mach 5.5, l’azoto atmosferico tende a reagire a causa delle alte temperature in ingresso e questo consuma energia significativa. L’eccezione a questo è scramjets che possono essere in grado di raggiungere circa Mach 15 o più, in quanto evitano di rallentare l’aria, e razzi di nuovo non hanno alcun limite di velocità particolare.

NoiseEdit

Il rumore emesso da un motore a reazione ha molte fonti. Questi includono, nel caso dei motori a turbina a gas, il ventilatore, il compressore, il combustore, la turbina e il getto di propulsione/s.

Il getto di propulsione produce rumore di getto causato dalla violenta azione di miscelazione del getto ad alta velocità con l’aria circostante. Nel caso subsonico il rumore è prodotto dai vortici e nel caso supersonico dalle onde di Mach. La potenza sonora irradiata da un getto varia con la velocità del getto elevata all’ottava potenza per velocità fino a 2.000 ft/sec e varia con la velocità cubata superiore a 2.000 ft/sec. Quindi, i getti di scarico a velocità inferiore emessi da motori come turbofan ad alto bypass sono i più silenziosi, mentre i getti più veloci, come razzi, turbogetti e ramjet, sono i più forti. Per gli aerei commerciali del getto il rumore del getto ha ridotto dal turbogetto con i motori di esclusione ai turbofan come conseguenza di una riduzione progressiva delle velocità di propulsione del getto. Ad esempio, il JT8D, un motore di bypass, ha una velocità del getto di 1450 ft/sec mentre il JT9D, un turbofan, ha velocità del getto di 885 ft/sec (freddo) e 1190 ft/sec (caldo).

L’avvento del turbofan ha sostituito il rumore del getto molto caratteristico con un altro suono noto come rumore “buzz saw”. L’origine sono le onde d’urto che si originano alle pale del ventilatore supersonico alla spinta di decollo.

CoolingEdit

Un adeguato trasferimento di calore dalle parti di lavoro del motore a reazione è fondamentale per mantenere la resistenza dei materiali del motore e garantire una lunga durata per il motore.

Dopo il 2016, la ricerca è in corso nello sviluppo di tecniche di raffreddamento a traspirazione per componenti di motori a reazione.