Bologna, 21/07/2005

Anno Accademico 2004/2005

Sessione Estiva 1

ALMA MATER STUDIORUM

UNIVERSITA’ DI BOLOGNA

FACOLTA’ DI INGEGNERIA

CORSO DI LAUREA IN INGEGNERIA MECCANICA

Studio di massima di un sistema turbocompound per applicazioni

aeronautiche

Tesi di laurea di:Luca Betti

Relatore:Chiar.mo Prof. Ing. Luca Piancastelli

Correlatori:Chiar.mo Prof. Ing. Franco Persiani Chiar.mo Prof. Ing. Gianni Caligiana

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Premessa

Il presente studio si inserisce in un progetto più ampio teso a valutare il possibile impiego dei motori ad accensione spontanea in campo aeronautico.

I requisiti fondamentali richiesti ad un motore aeronautico sono:

• AFFIDABILITA’• BASSI CONSUMI

• ELEVATA POTENZA• BASSO RAPPORTO PESO/POTENZA

I nuovi sviluppi nel campo dell’iniezione COMMON-RAIL hanno permesso al motore Diesel di ottenere ottimi risultati dal punto di vista prestazionale,

giustificando la ricerca in questa direzione.

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Descrizione del Problema

Si vuole analizzare lo possibilità di installare un motore Diesel che sfrutti la tecnologia Common-Rail su un aereo per uso civile, un executive da 8-10

posti come il Cessna Citation ad esempio.

Attualmente su questo tipo di aerei si trovano sistemi di turboreattori o turbofan caratterizzati da grandi potenze ma da consumi altrettanto elevati.

L’intento è quindi quello di progettare un motore Diesel, dai consumi sicuramente inferiori ai turbofan, ma in grado di erogare una potenza

considerevole, in modo da poter essere considerato, in un futuro, concorrenziale e vantaggioso rispetto ai sistemi sopra citati.

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Il motore di partenza

La progettazione parte dal risultato di una tesi precedente in cui si era studiatala conversione di un motore aeronautico ad accensione comandata dalleelevate prestazioni in un motore ad accensione per compressione.

MOTORE DI PARTENZA : Daimler – Benz 605 (1600CV)

Modifiche:

• alesaggio• corsa• rotazione a regime dell’albero motore• cilindrata e rapporto di compressione• drastica riduzione di peso

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Il motore di partenza : il VD007

Con le modifiche effettuate si è ottenuto un motore Diesel di ultima generazionecon le seguenti specifiche tecniche:

Cilindrata: 19000ccRapp. di compressione: 15,5Numero giri a regime: 3800 rpmPeso: 350 Kg Potenza max teorica: 2180 CV

I risultati ottenuti forniscono una valida base di partenza per lo sviluppo successivo, oggetto specifico della tesi presentata.

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Obiettivi della tesi

Avendo come oggetto il motore descritto gli scopi della tesi sono:

1 - ANALISI E DIMENSIONAMENTO DEL SISTEMA DI SOVRALIMENTAZIONE DEL MOTORE

Il sistema di sovralimentazione nel nostro caso ha il compito di mantenere la pressionedi mandata a 3,2 bar in ogni condizione di volo e di aumentare la potenza a disposizionedel motore in fase di decollo. Inoltre si vuole ottenere l’aumento della “quota diristabilimento del motore”, superando i problemi relativi al calo della densità dell’aria,rendendo possibile il volo in quota.

CONFIGURAZIONI ANALIZZATE:

- VOLO IN QUOTA: 10000 METRI

- FASE DI DECOLLO: A TERRA

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Obiettivi della tesiTerminato lo studio della sovralimentazione si è passati a:

2 - ANALISI E DIMENSIONAMENTO DI UN SISTEMA TURBOCOMPOUND DA INSERIRE A VALLE DEL MOTORE

FUNZIONAMENTO DEL TURBOCOMPOUND:

Il sistema recupera energia dai gas di scarico inuscita dal motore sfruttandone il contenutoenergetico, altrimenti disperso, grazie ad unaturbina inserita dopo il propulsore.Il movimento da questa generato vienetrasmesso all'albero motore da una catena diingranaggi, un accoppiamento idraulico e dagliingranaggi della distribuzione. Una riduzione delnumero di giri determina un utile incrementodella coppia che quando raggiunge il volano

aumenta la quantità di moto.

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IL TURBOCOMPOUND:

Il sistema descritto ricava energia dai gas di scarico pertanto si ottiene:

• AUMENTO DI POTENZA

• RIDUZIONE DEI CONSUMI

AUMENTO DEL RENDIMENTO

GLOBALE t

L’aumento di potenza ottenuto senza consumi aggiuntivi di carburante migliora notevolmente il rendimento del gruppo motore-turbocompressore, aggiungendo

così anche questo ai già citati vantaggi della tecnologia Common-Rail.

L’inevitabile complicazione strutturaleportata risulta trascurabile seconfrontata ai vantaggi presentati.Oggi il Turbocompound è utilizzatoprevalentemente nell’autotrazione(Scania), ma era già stato utilizzatodalla Wright negli anni ’50 in campoaeronautico.

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Il sistema di sovralimentazione

Il sistema di sovralimentazione realizzato è composto di turbocompressoricommerciali, scelti dal catalogo della GARRETT, azienda leader nel settore.Ogni compressore è caratterizzato da una COMPRESSOR MAP, sulla quale èpossibile determinarne il punto di funzionamento previa determinazione didue parametri caratteristici:

Boost + p intercooler+ Atmos

PRESSURE RATIO = Atmos - p air filter

CORRECTED Actual Flow * ((Air Temp+460)/545)^0,5

AIR FLOW = (Baro/13,95)

Rappresenta in pratica il rapporto tra le pressioni a cui lavora ilcompressore

Formula teorico-sperimentale che consente di correggere il valoredella portata in massa d’aria, partendo da quello di riferimento, infunzione delle condizioni di T e p a cui ci si trova

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Configurazione in quota: 10000m

CARATTERISTICHE DELL’ARIA A 10000m

• Temperatura = -50°C• Pressione = 0,26 bar• Densità = 0,41 Kg/m^3

Il passo successivo è stato il calcolo del “Pressure Ratio” a cui dovrebbero lavorare icompressori a questa quota.

FISSANDO IL VALORE DELLAPRESSIONE DI INGRESSODELL’ARIA IN CAMERA DICOMBUSTIONE p = 3,2 barSI OTTIENE:

TOT = 3,2/0,26 = 12,3

Il rapporto ottenuto non è ovviamente realizzabile con un solo stadio di compressione, pertanto si è deciso di frazionare la compressione in due

stadi uguali:

1 = 2 = 3,5

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Dimensionamento del 1° stadio

La portata in massa di riferimento (ACTUAL FLOW) rappresenta la portata in massa d’aria che deve entrare nel motore e vale:

Qm = n/2 * V * v *

Inserendo i dati:

n = numero di giri a regime = 3800rpmV = cilindrata = 19000 ccv= rendimento volumetrico = 0,91 = densità a 50°C e 3,2 bar

Actual Flow = 113,4 Kg/min = 250 lbs/min

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Dimensionamento del 1° stadio

È ora possibile ricavare la portata d’aria “corretta” secondo i valori ditemperatura e pressione alla quota esaminata. Inserendo nella formula ivalori opportuni si ottiene:

Corrected Air Flow 1 = 786 lbs/min

Il valore ottenuto presenta un problema: non è ovviamente possibile utilizzando un solo compressore, anche il maggiore che si trova a catalogo,

elaborare un portata d’aria così elevata.

È quindi necessario dividere la portata d’aria affiancando più compressori in parallelo, in modo da garantire al motore la portata

d’aria richiesta per volare alla quota in esame.

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Dimensionamento del 1° stadioDal catalogo GARRETT l’unico compressore in grado di elaborare portated’aria superiori alle 100 lbs/min risulta essere il GT60, il più performante ditutta la gamma.

DIVISIONE DELLA PORTATA

6 GT60 IN PARALLELO

Ogni Compressore elabora così una portata d’aria pari a 131 lbs/min ed è quindi possibile determinarne sulla mappa il punto di funzionamento.

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Dimensionamento del 1° stadio

Con la scelta effettuata si ottiene un buon puntodi funzionamento.Dalla mappa è così anche deducibile ilrendimento col quale il compressore lavora,dato utile nel proseguo del dimensionamento.Nel nostro caso si è trovato:

c = 0,75

Per proseguire è utile conoscere lo statotermodinamico dell’aria in uscita dal primostadio. Approssimando la trasformazione conuna compressione isoentropica si ottiene:

T1 = -50°C = 223,15°K

p1 = 0,26 bar = 3,8psi

T2=T1*(n-1)/n=286,7°K=13,5°C

p2 = p1 * = 0,91 bar

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Dimensionamento del 2° stadio

Il basso valore di uscita della T2 (13°C) esclude la necessità di un sistemaintercooler tra i due stadi di compressione. Procedendo in maniera analoga sitrova allora:

Corrected Air Flow 2 = 255 libs/ min

Anche in questo caso occorre quindi frazionare laportata su più compressori. La scelta è quella diaffiancare due GT60 in parallelo, in questo modoognuno lavora con una portata d’aria di circa 127,5lbs/min, in condizioni di funzionamento identiche aquelle del primo stadio, perciò ancora con:

c = 0,75

L’aria esce dal secondo stadio di compressione con le seguenti caratteristiche:

T3 = T2* (n-1)/n = 368°K = 95,2°C

p3 = p2 * = 3,2 bar

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Analisi della fase di espansione in turbinaLo studio non prende in considerazione le fasi che il fluido incontra all’internodel motore, riprende quindi dal momento in cui i fumi della combustionesono pronti ad entrare nelle turbine dei turbocompressori.

SCOPI DELL’ANALISI:

1. Determinazione dello stato termodinamicodei gas in uscita dal gruppo di turbine evalutazione del p disponibile per il

Turbocompound.

2. Verifica del corretto funzionamento delleturbine scelte.

Il punto di partenza è costituito dalle condizioni di uscita dei gas di scarico dal motore. Si è scelto di considerare il gas nello stato:

T4 = 1200°K

p4 = 3 bar = 44,1 psi

h4 = 1440 KJ/Kg

Il valore della contropressione allo scaricoconsiderato potrebbe essere aumentato fino a 7-8bar e si avrebbero ottimi risultati per quello cheriguarda il p per il turbocompound. Si è scelto il

valore di 3 bar perché il massimo consentito dalleturbine GARRETT.

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Analisi della fase di espansione in turbina

Per determinare gli stati termodinamici dei gas in uscita dai gruppi di turbine si è utilizzata la condizione di autosufficienza dei gruppi Turbogas utilizzati:

t * (h turbina) = h compressore / c

Eseguendo i calcoli per entrambi gli stadi di espansione ed utilizzando i dati :c = 0,75t = 0,79 (tentativo, da verificare in seguito)

si è ottenuto, per il gas in uscita da entrambi i gruppi di turbine, alla fine del ciclo di espansione:

h6 = 1195 KJ/KgT6 = 995,5 °Kp6 = 1,17 bar

Dal momento che a 10000m lapressione atmosferica vale p=0,26bar il p a disposizione per il

Turbocompound risulta essere di

p = 1bar

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Verifica del corretto funzionamento delle turbine scelte

Per la fase di espansione è necessario verificare, utilizzando le mappe difunzionamento fornite dalla GARRETT, il corretto funzionamento delle turbineimplicitamente scelte con la scelta dei turbocompressori.Queste devono infatti essere in grado di trascinare i compressori, ed inoltreoccorre verificare che il rendimento prima ipotizzato sia corretto.

Punti di funzionamentodelle turbine dei due stadi di espansione

VERIFICA IN QUOTA:

OK

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Configurazione in fase di decollo: a terra

Naturalmente il sistema va testato anche a terra, in fase di decollo. Procedendo come già fatto per il volo in quota si trova:

• necessità del filtro

• sistema aftercooler= 3,5

Non è necessario frazionare la compressione in più stadi, ne basta uno solo.

Corrected Air Flow = 231 lbs/minOccorrono 2 GT60

montati in parallelo.

Utilizzo i due compressoriadibiti in quota al secondostadio di compressione percomprimere l’aria al decollo,by-passando gli altri sei. OgniGT60 lavora con 115lbs/min, con un punto difunzionamento che garantisceancora un rendimento

c = 0,75

L’aria che esce dai compressori si trova a:

T2 = T1* (n-1)/n = 125°C

p2 = 3,2 bar

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Configurazione in fase di decollo: a terra

Analisi della fase di espansione:

Analizzando come in precedenza la fase di espansione, mediante la condizionedi autosufficienza del turbogas si possono ricavare le caratteristichetermodinamiche con cui il gas esce dal gruppo motore-turbocompressore:

hout = 1253 KJ/KgTout = 1044 °Kpout = 1,5 bar

p per il Turbocompound : 0,5 bar

Verifica delle turbine:

OK

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Dimensionamento del sistema Turbocompound

Scelta della turbina: turbina radiale centripeta

Il salto entalpico h sfruttabile da uno stadio centripeto risulta circa doppio di quello

sfruttabile, a parità di velocità periferica della girante, da uno stadio assiale. Dalmomento che nel nostro caso avremo elevati h è più conveniente la turbina radiale

centripeta. Il dimensionamento effettuato ha prodotto una girante con le seguenticaratteristiche:

De=0,3m

Di=0,18m

larghezza b=0,06m

n° pale Zmin=18

Stato termodinamico gas in ingresso (10000m):h = 1195 KJ/KgT = 995,5 °Kp = 1,17 bar

Stato termodinamico gas in uscita (10000m):h = 300 KJ/Kg

T = 300 °Kp = 0,3 bar

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Dimensionamento del sistema Turbocompound

Verifica di resistenza della girante

• si considera la girante come un disco dispessore uniforme rotante ad elevatavelocità

• il materiale utilizzato è l’INCONEL 792, unasuperlega Ni-Co dalle elevatecaratteristiche resistenziali e dalla ridottamassa volumica

• le tensioni tangenziali e radiali massime siverificano al centro del disco e valgono:

r MAX=t MAX=(3+) * R2

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r MAX=t MAX= 93,11 MPa

VON MISES= 131,7 MPa

Dal momento che il carico di rotturadell’INCONEL 792 alla T di uscita dei gas è dicirca 1170 MPa si può calcolare il coefficiente disicurezza con cui lavora la girante:

n = 8,8

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Calcolo della Potenza aggiuntiva fornita dal Turbocompound

CONFIGURAZIONE IN QUOTA

hturbina = 895 KJ / Kg

Qm = 113,4 Kg/min

Pideale = 1700 CV

Ipotizzando t=0,7

P = 1200 CV

CONFIGURAZIONE A TERRA

hturbina = 583 KJ / Kg

Qm = 113,4 Kg/min

Pideale = 1100 CV

Ipotizzando t=0,7

P = 750 CV

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CONCLUSIONI

Obiettivi dello studio:

1. Analisi del sistema di sovralimentazione del motore

Mediante l’utilizzo dei GT60, turbocompressori commerciali GARRETT, è possibile

aumentare la quota di ristabilimento dell’aereo a 10000m, rendendo in tal modopossibile il volo in quota. L’inevitabile complicazione strutturale apportata dai 2gruppi di turbocompressori è ampiamente giustificata dai risultati ottenuti.

2. Analisi e dimensionamento di un sistema Turbocompound

Il contenuto energetico dei gas di scarico in uscita dai turbocompressori può esseresfruttato completamente dalla turbina radiale inserita a valle degli stessi, ottenendocosì un SURPLUS di Potenza praticamente senza spesa energetica. In quota sipassa da una potenza di circa 2000 CV ad una di oltre 3000 CV.

Visti i risultati la possibilità dello sviluppo del sistema analizzato è reale. L’utilizzo del sistema Turbocompound permette di aumentare potenze e rendimenti abbassando i consumi, andando così a soddisfare le esigenze

economico-prestazionali che la propulsione aeronautica oggi impone.