MOTORI PER AEROMOBILI. Cap.3 CICLI DI TURBINA A GAS PER LA PROPULSIONE AERONAUTICA (Aircraft propulsion cycles)

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1 MOTORI PER AEROMOBILI C.3 CICLI DI TURBINA A GAS PER LA PROPULSIONE AERONAUTICA (Aircrft roulsion cycles) I cicli di turbin gs imiegti nell roulsione eronutic, si differenzino di cicli di otenz essenzilmente er il ftto che l otenz utile in uscit è sotto form di sint: - nei turbogetti e nei turbofn l inter sint è relizzt negli ugelli roulsivi; - nei turboelic l mggior rte dell sint è rodott d un elic, con solo un iccolo contributo d rte dell ugello di scrico. Un second crtteristic di distinzione è l necessità di considerre l effetto dell velocità di volo e dell quot sulle restzioni. Sono stte le influenze ositive di questi rmetri, unitmente l iù fvorevole rorto otenz/eso, che hnno ermesso ll turbin gs di sointre così ridmente il motore istoni nell roulsione ere, d eccezione dell imiego nell vizione legger. Il rogetto di un roulsore eronutico e l scelt delle condizioni di rogetto sono molto iù comlicte risetto l cso degli iminti fissi. Il rogettist eronutico deve considerre le differenti condizioni che si resentno l decollo, in slit, crocier e durnte le mnovre, considerndo nche l reltiv imortnz nel cso di liczioni civili o militri ed nche er imieghi su eromobili lungo o corto rggio. 3.1 Prestzioni Come si ricorderà (ved. Proulsori Aeroszili), l sint (non instllt) di un esorettore uò essere esress come: ( + ) f e ( ) 0 ( 0) F = m + m u m V + A f e e e m m u SPINTA DEL GETTO (Jet Thrust) ( ll ortt scrict dll ugello ed ll velocità di efflusso) mv 0 RAM DRAG ( ll ortt del motore ed ll velocità di volo) ( ) e 0 Ae SPINTA DI PRESSIONE (Pressure Thrust) ( ll sezione di efflusso ed ll differenz tr ressione di efflusso e ressione mbiente) Per i turbogetti, essendo: 1

2 ( ) m m m + m m f f si uò scrivere: ( ) ( ) F = m u V + A e 0 e e che, nel cso di ugello dttto diviene: ( ) F = m u V e 0 Si ricord che, nel cso di ugello non dttto, uò fr comodo introdurre un velocità di efflusso equivlente u eq che comrend il termine di ressione: u eq = u + e ( ) e ρ u e e Si ricorderà semre che, nel cso di unto fisso, le esressioni recedenti divengono risettivmente: ( ) ( ) F = m + m u + A f e e e ( ) F = m u + A e e e F = m u e Introducendo il termine 2

3 f m = m f si ricorderà che l sint uò essere scritt come: ( 1 ) ( ) F = m + f u V + A e 0 e e Per le considerzioni che seguono, ci orremo nelle condizioni di ugello dttto e suorremo di trscurre, in termini di ortt, l orto del combustibile, fcendo quindi riferimento ll esressione: ( ) (esorettore) F = m u V e 0 D quest equzione è chiro che l sint uò essere ottenut in due modi: - scricndo d lt velocità un iccol ortt di fluido roulsivo; - scricndo bss velocità un grnde ortt di fluido roulsivo Per conoscere qulittivmente qul è il modo iù efficiente er ottenere un sint, si uò fre ricorso l rendimento roulsivo seguente modo: η, che uò essere definito nel Rorto tr l otenz di sint (o otenz roulsiv) P e l otenz svilut dl roulsore (o otenz del getto) P j Potenz di sint: ( ) (esorettore) P = FV = m u V V 0 e 0 0 Potenz svilut dl roulsore: 3

4 Pj = P + Pd = FV0 + m ( ue V0) = m ( ue V0 ) (esorettore) 2 2 in cui P d rresent l otenz dissit er energi cinetic residu del getto (si trscur invece l erdit dovut ll entli residu del getto di scrico) e rresent l umento di energi cinetic che il fluido roulsivo subisce ttrversndo il roulsore. P j Si ottiene: η ( ) P m u V V 2V 2V u 2ν (esorettore) ( e ν 0 ) 2 e e = = = = = Pj 2 2 m ue V0 V0 ue u V Dll esme dell equzione dell sint e del rendimento roulsivo, è evidente che: ) F è mssim qundo V 0 = 0, cioè unto fisso, m in questo cso η = 0 ; b) η è mssimo qundo ν = 1, cioè qundo ue = V0, m in questo cso F = 0. Possimo quindi concludere che sebbene differenz non deve essere troo grnde. u e debb essere mggiore di V 0, l Quest è l rgione fondmentle er cui l scelt di un roulsore uò essere ftt solo qundo si conoscono le secifiche del velivolo: ess inftti dienderà non solo d esemio dll velocità di crocier, m nche d fttori quli l utonomi e l mssim velocità di slit. Poiché l sint F ed il consumo secifico TSFC diendono si dll velocità di volo V 0 si dll quot z (densità dell ri), quest ultim è un ulteriore rmetro imortnte. L Fig. 3.1 mostr i regimi di volo iù roriti er le rincili ctegorie di roulsori imiegti in mbito civile. 4

5 Fig. 3.1 Il rendimento roulsivo η fornisce un stim dell efficci con cui il roulsore relizz l sint, trsformndo rte dell otenz del getto P j in otenz roulsiv P e non rresent l efficienz con cui il roulsore converte l otenz disonibile in ingresso P v in otenz del fluido roulsivo P j, che viene indict come rendimento termodinmico η th Ricordndo che er un esorettore (ed un roulsore d elic) si uò esrimere l otenz res disonibile dl combustibile P come: v V P m Q m Q v = f f + f f (dove m f = ortt di combustibile e Q f = otere clorifico inferiore del combustibile) er il rendimento termodinmico η th si h: 5

6 η th Pj = = P 1 m u V 2 e v f f 2 2 ( 0 ) m Q (esorettore) Il rendimento globle η o (overll efficiency) è il rorto tr l otenz roulsiv P e l otenz disonibile nel combustibile P v : ( ) P P P FV m u V V η = = = = = j 0 e 0 0 o ηthη Pv Pv Pj m f Qf m f Qf (esorettore) Queste semlici nlisi mostrno come l efficienz di un roulsore eronutico si strettmente conness con l velocità di volo. Per effetture un confronto significtivo tr roulsori diversi, è oortuno riferirsi due condizioni oertive: 1) l suolo (cioè in condizioni sttiche) ed ll mssim otenz (cioè ll mssim temertur di ingresso in turbin), che equivle lle condizioni di decollo; 2) in condizioni di crocier, cioè ll quot ed ll velocità ottime er quel dto eromobile. Il generico concetto di efficienz è sostituito iù convenientemente d rmetri secifici, quli il consumo secifico TSFC (riferito ll sint) secific I [ ms. ] kg h N e l sint Consumo secifico: TSFC m f = F e ricordndo il rendimento globle FV0 mq η o = f f 6

7 si ottiene V0 TSFC = η Q o f d cui si vede come, rità di Q, il consumo secifico si roorzionle V 0 η o f nziché 1 η come er gli iminti di otenz (ved.es. di clcolo C.2). o Sint secific: F I = = ue V m 0 Ricvndo roulsivo, si h: u e d quest relzione e sostituendolo nell esressione del rendimento 2V 2V 1 I 1+ 2 V 0 0 η = = = ue + V0 I + 2V0 0 d cui si not come er un dt velocità di volo, il rendimento roulsivo η umenti l diminuire dell sint secific I. L diminuzione di I rità di sint, comort l umento dell ortt m e quindi delle dimensioni del roulsore, che loro volt influenzno il eso e l sezione frontle e di conseguenz l resistenz. 7

8 Sint l decollo Dlle esressioni: F = mu e 1 2 mu e 2 Fue η th = = mq 2mQ f f f f si ottiene: F 2η thmq f f 2Pj = = u u e e d cui si not come, rità di otenz svilut dl roulsore, l sint l decollo si inversmente roorzionle ll velocità di scrico, il che signific che è iù conveniente umentre l sint l decollo ccelerndo un grnde mss di fluido roulsivo d un bss velocità di scrico. Differenze tr turbine gs er roduzione di otenz e er imieghi eronutici Fondmentlmente l differenz risiede nell resenz, nell liczione eronutic, dei comonenti res dinmic e ugello e nell influenz che hnno sulle restzioni i rmetri quot e velocità di volo. Inoltre, nell liczione eronutic, l turbin roduce essenzilmente il lvoro er zionre il comressore e gli orgni usiliri, mentre l restnte rte dell esnsione viene effettut nell ugello roulsivo. 8

9 Prim di rivedere il clcolo delle restzioni dei roulsori eronutici, è oortuno richimre brevemente il comortmento di questi due imortnti comonenti, res dinmic e ugello. Pres dinmic A cus dell imortnz dell velocità di volo, l res dinmic deve essere considert come un comonente serto e non come fcente rte del comressore, come vviene er gli iminti di otenz. Il rimo requisito dell res dinmic è quello di ridurre l minimo le erdite di ressione totle ll ingresso del comressore e di ssicurre che il flusso ll ingresso del comressore si il iù ossibile uniforme (in termini di ressione e velocità) in tutte le condizioni di volo. Un flusso distorto o non uniforme uò cusre un cttivo funzionmento del comressore che uò ortre si segnimento del motore si dnni meccnici dovuti vibrzioni delle lette del comressore indotte d effetti erodinmici non stzionri. A cus delle numerose ossibilità di instllzione dei motori sui velivoli e dell grnde vrietà di condizioni oertive, il rogetto di un res dinmic comort un comromesso tr requisiti di crttere erodinmico e strutturle. Per tenere conto del comortmento dell res dinmic nel clcolo del ciclo termodinmico, è consuetudine considerrl come un condotto semlicemente dibtico, cioè senz scmbio di clore e di lvoro. Questo comort che l temertur di ristgno è costnte, nche se ci srà un erdit di ressione di ristgno dovut ll ttrito e, nel cso di flusso suersonico, dovut ll resenz di onde d urto. In condizioni sttiche o di decollo, comunque bss velocità, l res dinmic uò comortrsi come un ugello, ccelerndo l ri fino ll ingresso del comressore. 9

10 Aumentndo l velocità, l res dinmic inizi comortrsi d diffusore, rllentndo l ri l suo interno d u 1 u 2 ed umentndo l ressione sttic d 1 2. In queste condizioni, ll esterno uò verificrsi un situzione come quell illustrt in Fig. 3.2, in cui l ri cceler esternmente ll res dinmic d u u 1, rendendo così iù grvoso il recuero di ressione sttic che l res dinmic deve effetture. Fig. 3.2 In condizioni di crocier subsonic invece, quello che vviene iù frequentemente è l situzione illustrt in Fig. 3.3, nell qule si vede come il rllentmento dell ri 10

11 vveng già esternmente ll res dinmic (tubo di flusso divergente), gevolndone così il rggiungimento dell ressione 2 e dell velocità u 2. Nelle cosiddette condizioni di rogetto si suone che l sezione di cttur A coincid con l sezione di ingresso A 1 (tubo di flusso sezione costnte) e che erciò le condizioni indisturbte monte coincidno con le condizioni di ingresso: 1 e Fig. 3.3 Poiché er il clcolo del ciclo termodinmico è imortnte l ressione di ristgno 02 ll ingresso del comressore, è l umento di ressione ( ) che viene chimto rm ressure rise. che è di interesse e 02 11

12 In cmo suersonico, esso terrà conto dell umento di ressione ttrverso un o iù onde d urto ll ingresso, seguito dll umento di ressione dovuto ll diffusione subsonic nel resto del condotto divergente. L efficienz dell res dinmic uò essere esress in molti modi, m i due rmetri iù comunemente usti nel cso subsonico sono il rendimento isentroico η i e l rm efficiency η r. Riferendosi ll Fig. 3.3, si h: rendimento isentroico η i dove u T02 = T01 = T0 = T + 2C 2 T ηi = T ' T T e T = T ' Inoltre γ 1 γ ' u T 02 = T + ηi( T02 T) = T + ηi 2C T T T T 2 ' = 1+ ηi = 1+ ηi M 2CT u γ 1 = 1+ ηi M 2 γ 1 = 1+ M γ γ 1 γ 1 12

13 rm efficiency η r η = r 02 0 Questo rmetro è molto simile l recedente e er entrmbi nei clcoli uò essere ssunto un vlore di lmeno fino vlori del numero di Mch di circ 0.8. Nel cso suersonico invece, viene iù frequentemente usto come rmetro er definire le restzioni dell res dinmic, il ressure recovery fctor ε d (nche Inlet Totl Pressure Rtio) ε = d 02 0 Conoscendo ε d, il rorto 02 uò essere clcolto d: γ 1 = = ε d 1 M γ γ 1 Per 1 M 5 si uò usre l relzione: 02 0 shock ( M ) 1.35 = Per ottenere il ressure recovery fctor dell inter res dinmic suersonic (overll ressure recovery fctor), il termine ( 02 0 ) v moltilicto er il ressure shock recovery fctor dell rte subsonic. Ugello roulsivo Come noto è il comonente in cui il fluido di lvoro viene ftto esndere er vere un getto d lt velocità. 13

14 I turbogetti semlici hnno un singolo ugello osto vlle dell turbin. I turbofn ossono vere due ugelli serti er il flusso cldo e freddo, oure un unico ugello osto vlle di un misceltore. Tr l uscit dell turbin e l ingresso dell ugello, vi è un condotto di rccordo (jet ie) l cui lunghezz diende nche dll osizione in cui è montto il motore sul velivolo. Lungo il jet ie solitmente l sezione di ssggio viene umentt er rllentre il flusso e diminuire le erdite er ttrito. Nei motori dotti dell ossibilità di umentre temornemente l sint, viene incororto nel jet ie un ost-brucitore (fterburner) Si noti che l ostcombustione eronutic è simile l reheting imiegto nelle turbine gs di otenz, m non è equivlente: inftti il reheting viene solitmente effettuto tr le turbine ed è semre in funzione, mentre l ostcombustione viene effettut vlle dell turbin ed è di breve durt. Un imortnte roblem che si one nel cso dell ostcombustione è se uò essere dottto un ugello semlicemente convergente o se si necessrio ricorrere l convergente-divergente. Come si vedrà d lcuni semlici esemi, nell mggior rte dei csi un roulsore eronutico oer in quot d un rorto di ressione nell ugello mggiore del rorto critico, cioè in condizioni di choking: * cioè ( ) * In queste condizioni srebbe necessrio un convergente-divergente er esndere fino ll ressione mbiente e scricre i gs velocità suersonic ed ottenere un beneficio sueriore quello fornito dl termine di sint di ressione A ( ) e 9. 14

15 E stto rovto serimentlmente che er 07 3 l sint rodott d un convergente è rgonbile quell ottenut con un convergente-divergente in condizioni di rogetto. (Si ricordi che un stim del rorto di ressione critico, con γ = 1.4, è dt d: 07 * γ γ 1 γ + 1 = = 1.893, mentre er γ = vle 1.853). 2 Le rgioni di questo risultto sono rincilmente dovute erdite er ttrito che non consentono di rggiungere l mssim velocità teoric di scrico, nell umento di eso, lunghezz e dimetro del motore che ortno mggiori difficoltà di instllzione e d un umento di eso del velivolo. Per vlori del rorto di ressione 07 minori del vlore di rogetto, il convergentedivergente è sicurmente meno efficiente cus delle erdite er formzione di onde d urto nel divergente. Un ulteriore vntggio del convergente è l reltiv fcilità con cui ossono essere dottte le seguenti crtteristiche: ) sezione di scrico vribile (vrible re), indisensbile nel cso di ostcombustione (Fig. 3.4); b) inversori di sint (thrust reverser), er ridurre l cors di tterrggio (Fig. 3.4b); c) riduzione del rumore del getto (jet noise suression), l cui intensità diende dll velocità (e dll temertur) dello scrico (Fig. 3.4b). Per quest rgione il jet noise di un turbofn è inferiore quello di un turbogetto semlice. 15

16 Fig. 3.4 Il convergente-divergente è comunque indisensbile d lte velocità suersoniche: er numeri di Mch tr 2 e 3, il vlore di rggiungere vlori di suer di molto il vlore critico e uò In questi csi divent essenzile oter vrire le sezioni di gol e di scrico er ridurre le erdite er onde d urto nel divergente, nel mggior numero ossibile di condizioni oertive. Le rincili limitzioni nell rogettzione di un convergente-divergente sono dovute: ) il dimetro di uscit non deve suerre le dimensioni trsversli del motore; b) nche costo di enlizzre il eso, l ngolo di divergenz non deve suerre ll incirc i 30 er non umentre troo le erdite dovute ll non-ssilità del getto. L ugello iù lrgmente imiegto nell roulsione eronutic è sicurmente quello semlicemente convergente ed il rmetro iù comunemente usto er crtterizzrne l efficienz è il rendimento isentroico η i : 16

17 T ηi = T T T ' Fisste le condizioni monte (, ) T, er l ugello convergente si ossono vere sostnzilmente le seguenti situzioni: 1. rorto di ressione nell ugello minore del rorto critico * Fig. 3.5 In questo cso l ugello è semre dttto ( ) vle: = e l temertur di scrico 9 9 T T9 = T07 ηi( T07 T9' ) = T07 1 η i γ 1 γ 17

18 L sint di ressione è null ( ) = e l velocità di efflusso è dt dll relzione: 9 ( ) u C T T 9 = rorto di ressione nell ugello mggiore del rorto critico * In questo cso l ugello è sturto (choked) e l temertur e l velocità di scrico ( T, u ) 9 9 Fig. 3.6 rimngono l vlore critico, l diminuire dell ressione mbiente, mentre il vlore dell ressione critic rimne lo stesso solo se il flusso è isentroico. Il unto è clcolre, nel cso di comortmento non isentroico, il vlore rele dell ressione critic, cioè di quell ressione che consente di rggiungere il choking. 18

19 Ciò è necessrio er vlutre l sint di ressione A ( ). 9 9 Dll relzione vlid er un flusso in condizioni critiche: 2 T9 = T* = T07 γ + 1 Dll esressione del rendimento isentroico dell ugello: 1 T = T T T ( ) 9' ηi si ottiene l ressione critic rele cerct: γ γ γ γ 1 γ 1 1 * T 9' 1 T γ 9 1 γ 1 9 = 9' = dib = 07 = = 07 1 T07 ηi T07 ηi γ + 1 Quindi, nel cso non isentroico, er rggiungere il Mch unitrio llo scrico è necessrio un slto di ressione mggiore risetto l cso idele, nel qule come noto si h: * isen γ 2 γ 1 = 07 γ + 1 Per clcolre l sint di ressione, rimne d clcolre l sezione di efflusso A 9 : A m 9 = 1 ρ u 9 9 dove: 9 ρ 9 = e u9 = 2C ( T07 T9) = γ RT9 RT9 19

20 Ottimizzzione termodinmic del ciclo di turbogetto I rmetri termodinmici bse disosizione er un nlisi dei unti di rogetto sono: il rorto di comressione β c l temertur di ingresso in turbin T 04 E rtic comune effetture un serie di clcoli nel unto di rogetto, l vrire di β c e di T 04, riortndo l ndmento del consumo secifico TSFC in funzione dell sint secific I, er fisste condizioni di volo (quot z e numero di Mch M 0 ). In Fig. 3.7 è riortto un ndmento tiico, ottenuto in condizioni subsoniche ed quot costnte. 20

21 Fig. 3.7 Dll esme di questo grfico, si ossono dedurre i seguenti effetti: Effetto di T 04 - l sint secific cresce molto ll umentre dell temertur, indiendentemente dl vlore del rorto di comressione: si ricord che un lto I rità di sint, comort un motore di iccole dimensioni. - il consumo secifico cresce in misur minore ll umentre dell temertur. Effetto di β c - il consumo secifico diminuisce semre ll umentre del rorto di comressione. - un umento del rorto di comressione, temertur costnte, ort rim un umento dell sint secific e oi un diminuzione, risecchindo l ndmento del rendimento termodinmico. - il rorto di comressione che mssimizz l sint secific, ument ll umentre dell temertur. Rietendo questi clcoli in ltre condizioni di volo, si uò mettere in evidenz l influenz dell velocità di volo e dell quot. A titolo di esemio, nell Fig. 3.8 si not: 21

22 Fig l sint ed il consumo secifico diminuiscono ll umentre dell quot (diminuisce l ortt d ri) velocità costnte. - l sint qulunque quot, ll umentre dell velocità rim diminuisce (ument l rm drg) e oi ument (effetto del rm ressure rtio). - il consumo secifico ument ll umentre dell velocità, in misur minore ll umentre dell quot. L ottimizzzione termodinmic ccennt, è comunque strettmente conness con i roblemi meccnici e tecnologici e l scelt dei vri rmetri del ciclo diende grndemente dl tio di velivolo. Si ricord semlicemente che elevte temerture di ingresso in turbin imongono l uso di leghe molto costose e l dozione di tecniche di rffreddmento comlesse, se non si vuole essere enlizzti dl unto di vist dell durt del motore. I vntggi termodinmici che derivno dll dozione di rorti di comressione elevti, comortno turbomcchine con un mggiore numero di stdi e configurzioni multi-lbero, con umento di eso, comlessità e costi. A titolo di esemio si riort in Fig. 3.9 un correlzione tr restzioni e scelte rogettuli. 22

23 Fig

24 Ottimizzzione termodinmic del ciclo di turbofn Il turbofn è stto sviluto originrimente er migliorre il rendimento roulsivo ed il consumo secifico del turbogetto, rticolrmente in condizioni di lt velocità subsonic. Sono stte relizzte vrie configurzioni di turbofn e nelle figure che seguono ne vengono mostrte lcune. Fig Turbofn flussi serti Fig Turbofn flussi serti con LPC sull lbero del fn 24

25 Fig 3.12 Turbofn flussi miscelti con PC Fig

26 Fig Per qunto rigurd l ottimizzzione termodinmic, in questo cso i rmetri disosizione sono quttro: oltre l rorto di comressione totle βc (overll ressure rtio) ed ll temertur di ingresso in turbin T 04, vi sono il rorto di comressione del fn β f (fn ressure rtio) ed il rorto di byss BPR (byss rtio). L ottimizzzione è iuttosto comless, m i rincii bse sono fcilmente comrensibili. Fissndo il rorto di comressione ed il rorto di byss (oltre nturlmente ll quot ed l numero di Mch), si uò vedere il comortmento dell sint secific I e del consumo secifico TSFC, l vrire del rorto di comressione del fn ed vendo come rmetro T

27 Un esemio è mostrto in Fig Fig3.15 Si not che, er ogni T 04 il β f er il minimo TSFC e mssimo I coincidono, essendo fisst l otenz entrnte. Con questi vlori ottimi di TSFC ed I si uò costruire il grfico di Fig. 3.16, in cui ogni unto è ssocito con un rticolre vlore di β f e di T 04. Fig, 3.16 I clcoli ossono venire rietuti, vrindo il BPR er ottenere un fmigli di curve βc costnte (Fig. 3.17) 27

28 Fig L rocedur si uò rietere fcendo vrire βc in un intervllo restbilito. I risultti si ossono qulittivmente sintetizzre nel modo seguente: umentndo il BPR, miglior il TSFC sese di I Fig

29 Fig umentndo βc migliorno si I si TSFC il β f ottimo ument con T 04 (Fig. 3.15) e diminuisce con l umento del BPR (Fig. 3.17) TSFC ottimo richiede I bsso. L scelt dei rmetri di rogetto diende dll rticolre liczione. I roulsori civili generlmente usno fn d uno stdio con rorti di comressione tr 1.5 e 1.8. I roulsori militri hnno solitmente fn iù stdi (2-3) con β f fino circ 4. Per gli erei d trsorto subsonico lungo rggio, il TSFC è il rmetro iù imortnte e er questo si scelgono lti BPR (4-9), lti βc ed lte T 04. I velivoli militri suersonici devono comunque vere un buon TSFC in volo subsonico e sesso hnno BPR bssi (0.5-1) er vere un sezione frontle iccol e ostcombustore er le oerzioni in suersonico (e/o l decollo). 29

30 I roulsori con lto BPR hnno dimetro e eso elevti e comortno lt resistenz erodinmic (od drg): tutto ciò comort consistenti effetti di instllzione che devono essere resi in considerzione dl costruttore del velivolo, lvorndo congiuntmente con il costruttore del motore. Un fttore imortnte ttulmente è il controllo del rumore che uò sostnzilmente rovenire d due fonti: il getto e le turbomcchine. Nei turbofn con lto BPR il rumore del getto diminuisce mentre il rumore del fn ument. In tterrggio (roch condition) redomin il rumore del fn, che uò essere controllto con: Rivestimenti dell res dinmic Assenz di inlet guide vnes l comressore Scelt ccurt dell szitur tr le rotoriche e sttoriche. Turbof flussi miscelti Fig

31 L nlisi termodinmic si conduce nlogmente l turbogetto ed l turbofn flussi serti (ved. Proulsione Aeroszile), lmeno fino ll uscit dll ultim turbin ed ll ingresso nell cmer di miscelzione. Per clcolre le condizioni ll uscit dl mixer, si ossono resentre generlmente due condizioni: Il BPR non è ssegnto In questo cso si uò rocedere iotizzndo che l miscelzione vveng ressione circ costnte, erciò: 013 = 05 = 07 T = T 1 η t γ 1 γ BPR dl bilncio ll lbero turbin comressore T 07 dl bilncio entlico l mixer Il BPR è ssegnto Si uò iotizzre che l miscelzione vveng in un condotto d re costnte e ricvre l ressione ll uscit del mixer, in modo molto semlificto, come segue: Fig

32 A 13 + A 5 = A 7 A 13 /A 5 = BPR Grndezze sttiche grndezze di ristgno T 05 dl bilncio ll lbero turbin comressore T T = T 05i 04 T η t 05i 05 = 04 T04 γ 1 T γ T 07 dl bilncio entlico l mixer dl bilncio di quntità di moto l mixer: ( m u + A ) + ( m u + A ) = ( m u + A ) con mu = ρu A = M γrta = γam RT e suonendo + γ M t 2 1 cos si ottiene d cui 13A A5 = 7 A BPR + = 1+ BPR

33 Il Turboro Fig Mentre il turbogetto ed il turbofn differiscono d un iminto di otenz essenzilmente erché il lvoro utile re unicmente come sint, il turboro combin otenz ll lbero e sint del getto. Come noto l otenz trsmess l velivolo sotto form di otenz roulsiv comlessiv (thrust ower) è dt d: P = P + P = P η + FV, el, j x, el r, el 0 P P,el P,j P x,el η r,el F V 0 : otenz di sint comlessiv : otenz roulsiv dell elic : otenz roulsiv del getto : otenz ll sse dell elic (shft ower) : rendimento roulsivo dell elic : sint del getto (jet thrust) : velocità di volo Nel turboro il slto entlico disonibile ll uscit del genertore di gs è in lrg roorzione trttto dll turbin collegt ll elic; quest ultim lo trsform in otenz di sint ttrverso il rendimento roulsivo che su volt uò vrire in modo significtivo con le condizioni di volo. 33

34 Fig Per rendere l otenz di sint meno diendente d η r e oter così confrontre meglio le otenze roulsive di iù motori (d es. un motore istoni con uno turbin) si uò introdurre un otenz equivlente (o effettiv) definit come: P eq P FV = = Px, el + η η r r 0 In questo modo η r influenz solo il termine iù iccolo, nche se in ogni cso deve essere secifict l velocità di volo V 0. In condizioni sttiche (V 0 = 0) ovvimente P eq = P x,el, mentre in condizioni di decollo ( V 0 0 ) si è trovto che un elic generlmente fornisce un sint ri 8.5 N/kW, così che si h: F P eq = P decollo x, el con P x,el in kw e F in Newton. Risetto l turbogetto, esiste il roblem dell rirtizione del slto roulsivo tr elic e getto. 34

35 Si uò vedere (ved. Proulsione Aeroszile) che esiste un rirtizione ottim er ogni velocità di volo e er ogni quot, che consente di determinre le condizioni di uscit dll turbin di otenz (unto 5 del ciclo). Un rim iotesi di lvoro è comunque quell di scegliere l ressione di uscit dll turbin ugule ll ressione di ingresso l comressore: 05 = 02 Considerndo uno stesso slto entlico roulsivo idele disosizione di un turboro e di un turbogetto o turbofn, si h che nel rimo esso viene moltilicto er le efficienze dell turbin di otenz, del riduttore e dell elic, mentre nei secondi solo er l efficienz dell ugello: ne consegue che il rendimento termodinmico del turboro è inferiore quello degli ltri due motori. Dl unto di vist del rendimento roulsivo vicevers, fino Mch circ uguli 0.6 il turboelic è migliore dei turbogetti. In clsse business e regionl e er otenze fino circ 2000kW è ncor molto usto. Sul lungo rggio è stto sostituito dl turbofn, essenzilmente er l limitzione sul numero di Mch di volo, d eccezione er zioni di ttuglimento in cui è revlente l utonomi sull velocità. Attorno gli nni 80 si sono studite e relizzte eliche non convenzionli che grntivno rendimenti roulsivi ttorno 0.8 M 0 =0.8 (Profn, ved. Fig e 3.25) 35

36 Fig

37 Fig Sono erò sorti roblemi er le otenze necessrie, che hnno rggiunto livelli ttorno gli 8000kW, con notevoli difficoltà er l relizzzione di idonei riduttori. Inoltre si è mnifestto il roblem del rumore in cbin, che forse otrebbe essere ttenuto solo con eliche singenti montte dietro l cbin sseggeri. Un ulteriore lterntiv è stto l UDF (Unducted Fn) (ved. Fig. 3.26), sviluto d GE nel 1980, che consiste in due fn controrotnti, sso vribile, direttmente ccoiti turbine controrotnti e senz l necessità di un riduttore. Quest configurzione ssomigliv gli ft-fn del ssto. 37

38 Fig Anche in questo cso erò, lo sviluo è stto contrstto d roblemi di rumore in cbin ed nche d dubbi sull ossibilità di rinuncire l riduttore, nonostnte ottimi risultti sul consumo secifico. 38

39 Il Turboshft Fig Anlogo l turboro, con l differenz che tutto il slto entlico ll uscit del genertore di gs è convertito in otenz ll lbero, er liczioni d es. su elicotteri, in configurzione di turbin liber. E divers nche l quot oertiv di questo motore (fino m er il turboro, molto meno er gli elicotteri) e l velocità di volo (circ 160 knots = 80 m/s er l elicottero), mentre le otenze necessrie generlmente sono comrese tr 400 e 2000 kw. Recentemente i turboshft sono stti licti l convertilno (tilt-rotor ircrft) che bbin il decollo e l tterrggio verticli dell elicottero con l velocità di volo orizzontle del turboelic (circ 300 knots). Uno dei mggiori roblemi riscontrti nell relizzzione del tilt-rotor è stt l comlessità dell trsmissione meccnic, erché occorre grntire che i due rotori ossno venire zionti nche d un solo motore. 39

40 Fig Fig

41 Fig Fig

42 Auxiliry Power Unit (APU) Fig E indisensbile er soerire lle richieste di bordo di tio elettrico, idrulico e di ri comress e condizionmento, qundo il roulsore rincile non è in funzione. L APU è un iccolo genertore di gs ositmente rogettto er soddisfre le richieste energetiche di bordo, ovvimente terr rim del decollo o doo l tterrggio. Per i velivoli qulificti ETOPS (Extended-rnge Two engine OPertionS) un requisito fondmentle è l ccità di ccendersi in volo, nche doo ore di ermnenz d lt quot in condizioni climtiche sfvorevoli. Questo er fronteggire le eventuli richieste di energi elettric ed idrulic nel cso di segnimento di un motore (in-flight shutdown) e er grntire un riserv di otenz er rgioni di sicurezz. Attulmente ne sono dotti l mggior rte dei turboro e dei regionl jet, che sesso tterrno e decollno d iccoli eroorti, che otrebbero essere srovvisti di deguti iminti terr. I velivoli militri montno l APU er rendersi utosufficienti e oter oerre d un grnde tiologi di bsi. 42

43 L modulzione di un bleed vlve lungo il circuito consente di bilncire le necessità di ri comress o di otenz elettric. Il rendimento termodinmico non è un fttore di rimri imortnz, mentre lo sono le dimensioni, il eso, l rumorosità, l ffidbilità, l fcilità di mnutenzione ed il costo. Nei velivoli civili viene generlmente instllto in cod er rgioni di ingombro e di sicurezz. Fig

44 Aumento di sint (thrust ugmenttion) L sint di un motore uò essere umentt in vri modi (ved. Proulsione Aeroszile): d es. umentndo l temertur di mmissione in turbin (ument l sint secific e quindi l sint rità di ortt), oure umentndo l ortt del fluido evolvente. Entrmbi questi metodi comortno un rirogettzione del motore e otrebbero essere usti er otenzire un motore esistente. Qundo vi è l necessità di un umento temorneo dell sint, come d es. l decollo, oure er ccelerre d velocità subsonic suersonic o durnte un combttimento, llor si rl di thrust ugmenttion. Come noto, i due metodi iù frequentemente usti tr i numerosi ossibili, sono: Iniezione di liquidi Postcombustione (fterburning or rehet) L iniezione di liquidi è ust sorttutto in fse di decollo erché, essendo richieste considerevoli quntità di liquido, l umento di eso è trscurbile se il liquido viene consumto durnte il decollo o l slit. Il liquido uò essere iniettto ll ingresso del comressore e l evorzione delle gocce di liquido rovoc un rffreddmento dell ri che f diminuire il lvoro di comressione, umentre il numero di giri ed umentre il rorto di comressione e l ortt. Il comortmento del comressore in queste condizioni v controllto serimentlmente. Se viene iniettt un miscel di cqu e metnolo, oltre d bbssre il unto di congelmento dell cqu si h un contributo ositivo qundo l lcool rriv in cmer di combustione. 44

45 L iniezione di liquido direttmente in cmer di combustione f umentre l mss trttt ed h come conseguenz un umento del rorto di comressione del comressore (che uò vvicinrsi llo stllo) e quindi dell sint. Se il liquido ggiunto nel combustore non è un combustibile (d es. cqu), è necessrio umentre l ortt di combustibile er ortre ll evorzione il liquido. Attulmente comunque l iniezione di liquidi è ust rrmente. L tecnic iù ust è l ostcombustione, cioè l ggiunt di ulteriore combustibile nel condotto vlle dell turbin (jet ie), rim dell ugello. Fig Fig

46 In ssenz di turbin, l temertur uò umentre di molto, nche fino vlori nell intorno dei 2000 K. In questo modo ument l velocità di efflusso e quindi l sint, scito erò di un consistente umento del consumo di combustibile. Si uò fcilmente vedere che, in condizioni sttiche, l umento di velocità di efflusso e quindi di sint (con ugello dttto), è dto d: Fc u T = F u T e, c 07 e 06 Fig Corrisondentemente, un stim rossimt dell umento di combustibile necessrio, srà dt dl rorto tr gli umenti di temertur con e senz ostcombustore: ( T T ) + ( T T ) T T In volo, l umento di sint, con ugello dttto, è dto d: 46

47 F F c T T con 0 1 ν ν V ν = u e d cui si not che l incremento di sint ument con l velocità di volo. A cus dell grnde vrizione di densità del flusso di gs doo il ostbrucitore, è necessrio disorre di un ugello geometri vribile. Il ostcombustore viene rogettto in modo che il motore continui d oerre ll stess velocità qundo entr in funzione e quindi l ugello deve consentire il ssggio dell stess ortt in eso, d un densità minore. Questo uò vvenire solo se l sezione di scrico dell ugello viene umentt. Si noti che, se l ugello è in choking, ument nche l sint di ressione (ument A e ). Dl unto di vist delle erdite di ressione, esse sono dovute si ll ttrito e si ll somministrzione di clore. Nei ostcombustori queste ultime sono redominnti (flussi di Ryleigh) e sono funzione si dell incremento di temertur (T 07 /T 06 ) si del numero di Mch dell corrente in ingresso: se è troo lto si uò giungere ll sturzione termic (therml choking). Se d es. si vuole umentre l temertur di ingresso ll ugello di un fttore 2 con un numero di Mch tiico di uscit d un turbin ri 0.5, er evitre il choking termico e contenere le erdite di ressione, è necessrio ridurre il Mch vlori di medinte un diffusore tr turbin e ostbrucitore, rim di iniettre il combustibile (ved. Fig. 3.37). 47

48 Fig