Discussione:Scramjet

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B Lievi problemi relativi all'accuratezza dei contenuti. Informazioni esaustive nella gran parte dei casi, ma alcuni aspetti non sono del tutto approfonditi o altri non sono direttamente attinenti. Il tema non è stabile e potrebbe in breve necessitare di aggiornamenti. (che significa?) B Lievi problemi di scrittura. Qualche inciampo nello stile. Linguaggio non sempre scorrevole. Strutturazione in paragrafi adeguata, ma ancora migliorabile sotto alcuni aspetti. (che significa?) C Seri problemi relativi alla verificabilità della voce. Carenza di fonti attendibili. Alcuni aspetti del tema sono completamente privi di fonti a supporto. Presenza o necessità del template {{cn}}. La delicatezza del tema richiede una speciale attenzione alle fonti. (che significa?) B Lievi problemi relativi alla dotazione di immagini e altri supporti grafici nella voce. Mancano alcuni file o altri sono inadeguati. (che significa?)
Monitoraggio effettuato nel novembre 2011

Limiti dei motori convenzionali

Salve, vi scrivo per informarmi di alcuni errori presenti nelle vostre pubblicazioni riguardo l'argomento sopra cicato.

"Il motivo principale per la quale un motore convenzionale aereonautico di tipo turboreattore è limitato riuguarda la temperatura di ristagno(perchè la combustione in questi motori deve avvenire ad un numero di mach quanto più prossimo a zero) all'ingresso della turbina. La turbina NON comprime l'aria, bensi è un convertitore di energia, nella fattispecie trasforma l'energia termica del gas (immediatamente dopo la camera di combustione ).Questa energia viene convertita in più aliquote: 1 in energia meccanica da fornire al compressore(macchina rotante che fornisce energia al fluido dopo la presa d'aria, ed il compressore è mosso dalla turbina); 2 grazie alla divergenza delle isobare(visibile sul piano di gibbs T-S )la restante parte di energia può essere utilizzata per muovere un altro compressore(turbofan)o per muovere una elica(turboelica)etc; La turbina in sè è l'organo più sollecitato su di un motore, soprattutto per le elevate temperature dei gas combusti che lo attraversano. se volessi aumentare il mach di volo noterò dalla relazione Po/P....(non riesco a incollare il file di math type) che la Po dell'aria aumenta. ma aumentando diminuisce il lavoro che dovrà fare il compressore, in quanto a limitare tutto c'è sempre la temperatura di ristagno ammissibile dalla turbina. Si giungerà ad un certo punto ove il compressore non serve più, e con esso anche la turbina. Questo è il vero motivo per la quale sono nati gli statoreattori, che non essendo dotati del gruppo turbo-compressore, non hanno gli stessi limiti dei propulsori prima citati. l'unico inconveniente è che non possono partire da fermi, devono essere prima "accompagnati da un altro aereo che poi alla giusta velocità e quota li sgancia"."

Scrivo questo perchè, essendo uno studente di ingegneria aerospaziale, mi capita di utilizzare le vostre pubblicazioni, per avere un ventaglio di conoscenze più ampio. Non so quanto posso esservi stato di aiuto, ma spero che corregiate al più presto queste inesattezze.

Cordiali saluti. C.A.

Ogni contributo è ben accetto, specialmente se chi lo fornisce è effettivamente preparato sull'argomento. Correggi tu la voce che sei il più ferrato, è proprio questo lo spirito di Wikipedia; poi magari se ti senti inesperto puoi chiedere la collaborazione di qualcuno per revisionare le tue modifiche.--Luca Detomi (msg) 23:14, 28 mag 2009 (CEST)

Riordine pagina

Ho cercato di riscrivere una cronologia più lineare degli studi sulla combustione supersonica, aggiornandola al volo dell'X51-A dello scorso maggio e basandomi in parte sulla corrispondente pagina presente sulla wiki inglese. Nubifer (msg) 21:23, 10 nov 2010 (CET)

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