Studio di massima di un sistema turbocompound per applicazioni aeronautiche

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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 Bologna, 21/07/2005 Anno Accademico 2004/2005 Sessione Estiva 1

2 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. 2

3 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. 3

4 Il motore di partenza La progettazione parte dal risultato di una tesi precedente in cui si era studiata la conversione di un motore aeronautico ad accensione comandata dalle elevate 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 4

5 Il motore di partenza : il VD007 Con le modifiche effettuate si è ottenuto un motore Diesel di ultima generazione con le seguenti specifiche tecniche: Cilindrata: 19000cc Rapp. di compressione: 15,5 Numero giri a regime: 3800 rpm Peso: 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. 5

6 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 pressione di mandata a 3,2 bar in ogni condizione di volo e di aumentare la potenza a disposizione del motore in fase di decollo. Inoltre si vuole ottenere l aumento della quota di ristabilimento del motore, superando i problemi relativi al calo della densità dell aria, rendendo possibile il volo in quota. CONFIGURAZIONI ANALIZZATE: - VOLO IN QUOTA: METRI - FASE DI DECOLLO: A TERRA 6

7 Obiettivi della tesi Terminato 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 in uscita dal motore sfruttandone il contenuto energetico, altrimenti disperso, grazie ad una turbina inserita dopo il propulsore. Il movimento da questa generato viene trasmesso all'albero motore da una catena di ingranaggi, un accoppiamento idraulico e dagli ingranaggi della distribuzione. Una riduzione del numero di giri determina un utile incremento della coppia che quando raggiunge il volano aumenta la quantità di moto. 7

8 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 strutturale portata risulta trascurabile se confrontata ai vantaggi presentati. Oggi il Turbocompound è utilizzato prevalentemente nell autotrazione (Scania), ma era già stato utilizzato dalla Wright negli anni 50 in campo aeronautico. 8

9 Il sistema di sovralimentazione Il sistema di sovralimentazione realizzato è composto di turbocompressori commerciali, scelti dal catalogo della GARRETT, azienda leader nel settore. Ogni compressore è caratterizzato da una COMPRESSOR MAP, sulla quale è possibile determinarne il punto di funzionamento previa determinazione di due parametri caratteristici: PRESSURE RATIO = Boost + p intercooler + Atmos Atmos - p air filter Rappresenta in pratica il rapporto tra le pressioni a cui lavora il compressore CORRECTED AIR FLOW = Actual Flow * ((Air Temp+460)/545)^0,5 (Baro/13,95) Formula teorico-sperimentale che consente di correggere il valore della portata in massa d aria, partendo da quello di riferimento, in funzione delle condizioni di T e p a cui ci si trova 9

10 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 i compressori a questa quota. FISSANDO IL VALORE DELLA PRESSIONE DI INGRESSO DELL ARIA IN CAMERA DI COMBUSTIONE p = 3,2 bar SI 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 10

11 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: Inserendo i dati: Q m = n/2 * V * v * n = numero di giri a regime = 3800rpm V = cilindrata = cc v = rendimento volumetrico = 0,91 = densità a 50 C e 3,2 bar Actual Flow = 113,4 Kg/min = 250 lbs/min 11

12 Dimensionamento del 1 stadio È ora possibile ricavare la portata d aria corretta secondo i valori di temperatura e pressione alla quota esaminata. Inserendo nella formula i valori 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. 12

13 Dimensionamento del 1 stadio Dal catalogo GARRETT l unico compressore in grado di elaborare portate d aria superiori alle 100 lbs/min risulta essere il GT60, il più performante di tutta 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. 13

14 Dimensionamento del 1 stadio Con la scelta effettuata si ottiene un buon punto di funzionamento. Dalla mappa è così anche deducibile il rendimento 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 stato termodinamico dell aria in uscita dal primo stadio. Approssimando la trasformazione con una 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 14

15 Dimensionamento del 2 stadio Il basso valore di uscita della T2 (13 C) esclude la necessità di un sistema intercooler tra i due stadi di compressione. Procedendo in maniera analoga si trova allora: Corrected Air Flow 2 = 255 libs/ min Anche in questo caso occorre quindi frazionare la portata su più compressori. La scelta è quella di affiancare due GT60 in parallelo, in questo modo ognuno lavora con una portata d aria di circa 127,5 lbs/min, in condizioni di funzionamento identiche a quelle 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 15

16 Analisi della fase di espansione in turbina Lo studio non prende in considerazione le fasi che il fluido incontra all interno del motore, riprende quindi dal momento in cui i fumi della combustione sono pronti ad entrare nelle turbine dei turbocompressori. SCOPI DELL ANALISI: 1. Determinazione dello stato termodinamico dei gas in uscita dal gruppo di turbine e valutazione del p disponibile per il Turbocompound. 2. Verifica del corretto funzionamento delle turbine 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 scarico considerato potrebbe essere aumentato fino a 7-8 bar e si avrebbero ottimi risultati per quello che riguarda il p per il turbocompound. Si è scelto il valore di 3 bar perché il massimo consentito dalle 16 turbine GARRETT.

17 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 = 0,75 t = 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/Kg T6 = 995,5 K p6 = 1,17 bar Dal momento che a 10000m la pressione atmosferica vale p=0,26 bar il p a disposizione per il Turbocompound risulta essere di p = 1bar 17

18 Verifica del corretto funzionamento delle turbine scelte Per la fase di espansione è necessario verificare, utilizzando le mappe di funzionamento fornite dalla GARRETT, il corretto funzionamento delle turbine implicitamente scelte con la scelta dei turbocompressori. Queste devono infatti essere in grado di trascinare i compressori, ed inoltre occorre verificare che il rendimento prima ipotizzato sia corretto. Punti di funzionamento delle turbine dei due stadi di espansione VERIFICA IN QUOTA: OK 18

19 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 Corrected Air Flow = 231 lbs/min Non è necessario frazionare la compressione in più stadi, ne basta uno solo. Occorrono 2 GT60 montati in parallelo. Utilizzo i due compressori adibiti in quota al secondo stadio di compressione per comprimere l aria al decollo, by-passando gli altri sei. Ogni GT60 lavora con 115 lbs/min, con un punto di funzionamento che garantisce ancora 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 19

20 Configurazione in fase di decollo: a terra Analisi della fase di espansione: Analizzando come in precedenza la fase di espansione, mediante la condizione di autosufficienza del turbogas si possono ricavare le caratteristiche termodinamiche con cui il gas esce dal gruppo motore-turbocompressore: h out = 1253 KJ/Kg T out = 1044 K p out = 1,5 bar p per il Turbocompound : 0,5 bar Verifica delle turbine: OK 20

21 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. Dal momento che nel nostro caso avremo elevati h è più conveniente la turbina radiale centripeta. Il dimensionamento effettuato ha prodotto una girante con le seguenti caratteristiche: D e =0,3m D i =0,18m larghezza b=0,06m n pale Z min =18 Stato termodinamico gas in ingresso (10000m): h = 1195 KJ/Kg T = 995,5 K p = 1,17 bar Stato termodinamico gas in uscita (10000m): h = 300 KJ/Kg T = 300 K p = 0,3 bar 21

22 Dimensionamento del sistema Turbocompound Verifica di resistenza della girante si considera la girante come un disco di spessore uniforme rotante ad elevata velocità r MAX = t MAX = (3+ ) * R2 2 8 il materiale utilizzato è l INCONEL 792, una superlega Ni-Co dalle elevate caratteristiche resistenziali e dalla ridotta massa volumica r MAX = t MAX = 93,11 MPa VON MISES = 131,7 MPa le tensioni tangenziali e radiali massime si verificano al centro del disco e valgono: Dal momento che il carico di rottura dell INCONEL 792 alla T di uscita dei gas è di circa 1170 MPa si può calcolare il coefficiente di sicurezza con cui lavora la girante: n = 8,8 22

23 Calcolo della Potenza aggiuntiva fornita dal Turbocompound CONFIGURAZIONE IN QUOTA h turbina = 895 KJ / Kg Q m = 113,4 Kg/min P ideale = 1700 CV CONFIGURAZIONE A TERRA h turbina = 583 KJ / Kg Q m = 113,4 Kg/min P ideale = 1100 CV Ipotizzando t =0,7 P = 1200 CV Ipotizzando t =0,7 P = 750 CV 23

24 Obiettivi dello studio: CONCLUSIONI 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 modo possibile il volo in quota. L inevitabile complicazione strutturale apportata dai 2 gruppi 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 essere sfruttato completamente dalla turbina radiale inserita a valle degli stessi, ottenendo così un SURPLUS di Potenza praticamente senza spesa energetica. In quota si passa 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 24 economico-prestazionali che la propulsione aeronautica oggi impone.