Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma 1

Transcript

1 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma 1 PROPULSIONE AEROSPAZIALE D. Lentini a.a. 2018/19 1. INTRODUZIONE dma.dima.uniroma1.it:8080/staff2/lentini.html (sotto la voce Lecture Notes) DISPENSE a.a. 2018/19 (complete) TRASPARENZE (complete) MODALITÀ DI ESAME a.a. 2018/19 INDICAZIONI SU PREPARAZIONE TESI E PRESENTAZIONE a.a. 2018/19 REGISTRARSI NELL ELENCO PORTARE SEMPRE STRUMENTI DI CALCOLO

2 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma 2 LEZ.: RICEV.: 1.2 ORARI/CONTATTI mart aula 24 merc aula 38 giov aula 38 ven aula 38 mart DL merc PPC giov PPC ven DL Dip.Ing.Mecc.Aerosp. Area Propulsione (chiostro) (POSSIBILE VARIAZ. RICEVIM. IN 2 o SEMESTRE CONTROLLARE SITO) diego.lentini@uniroma1.it, tel TUTORpietropaolo.ciottoli@uniroma1.it,tel

3 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma MODALITÀ ESAME PROPEDEUTICITÀ: CHIMICA, AERODINAMICA, FISICA TECNICA PROVA SCRITTA: ESERCIZIO SU PROPULSORI AERONAUTICI (9 PUNTI) ESERCIZIO SU PROPULSORI SPAZIALI (6 PUNTI) 15 (SEMPLICI) DOMANDE (1 PUNTO CIASCUNA) 3 ORE e 15 min A DISPOSIZIONE PROVA ORALE: DISCUSSIONE DELLO SCRITTO

4 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SCOPO DELLA PROPULSIONE PROPELLERE = SPINGERE AVANTI PER: AEROPLANI: VINCERE RESISTENZA AERODINAMICA ACCELERARE SALIRE IN QUOTA DECELERARE VEICOLI SPAZIALI: ACCELERARE AD ALTISSIME VELOCITÀ VINCERE FORZA GRAVITÀ E AERODIN. EFFETTUARE MANOVRE CORREGGERE ASSETTO DECELERARE SPINTA GENERATA COME REAZIONE ALLA ESPULSIONE DI UN FLUIDO OPERATIVO REQUISITO COMUNE MOTORI AERONAUTICI E SPAZIALI: LEGGEREZZA

5 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma GENERAZIONE DELLA SPINTA REAZIONE ALL AUMENTO DELLA QDM DEL FLUIDO PROPULSIVO: ELICA: FLUIDO ESTERNO (ARIA) ESOREATTORE (mot. respirante o air breathing): ARIA (CHE FLUISCE INTERNAMENTE) + COMBUSTIBILE PRODOTTI (TURBOELICA: IBRIDO) ENDOREATTORE (o motore a razzo): PROPELLENTI STIVATI A BORDO PRODOTTI

6 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma OBIETTIVO RAGGIUNGERE SCOPO ASSEGNATO AL MINIMO COSTO COSTI: LINEA AEREA: AMMORTAMENTO AEREO (COMPRESI MOTORI) COMBUSTIBILE MANUTENZIONE, PARTI DI RICAMBIO PERSONALE TASSE AEROPORTUALI... MISSIONE SPAZIALE: LANCIATORE OPERAZIONI DI LANCIO MONITORAGGIO ASSICURAZIONE PROPELLENTI...

7 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CARATTERISTICHE E PREZZI DI ALCUNI MOTORI AERONAUTICI Motore spinta adottato da prezzo statica kn M$ CFM 56 7B Boeing ER 10 (2015) EA GP Airbus (2006) RR Trent Airbus (2000) RR Trent XWB 432 Airbus (2007) GE Boeing (2011) + UN 30% PER PARTI DI RICAMBIO + MANUTENZIONE COSTO TOTALE NEL CORSO DELL INTERA VITA OPERATIVA = COSTO INIZIALE (2 3) + COSTO COMBUSTIB. NEL CORSO INTERA VITA OPERATIVA COSTO INIZIALE ALCUNI CONTRATTI INCLUDONO MANUTENZ. OPPURE VENDONO LE ORE DI VOLO

8 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma MANUTENZIONE DEI MOTORI AERONAUTICI

9 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CARATTERISTICHE E PREZZI DI ALCUNI ENDOREATTORI Motore spinta adottato da prezzo al suolo/nel vuoto kn M$ Vulcain / Ariane 5 12 (2017) RS / Space Shuttle 50 (2011) RS / Delta IV 15 (2006) RD / Atlas V 23.5 (2017) RICERCA SEMPLICITÀ COSTRUTTIVA (PER COSTI E AFFIDABILITÀ) LIMITARE PART COUNT

10 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CLASSIFICAZIONE IN BASE ALLA FONTE DI ENERGIA INCREMENTO DELLA QDM OTTENUTA TRAMITE ENERGIA: CHIMICA: COMBUSTIBILE/OSSIDANTE, MONOPROPELLENTE (TERMICO) SOLARE: TERMICO, ELETTRICO (ELETTRICA): SOLARE, NUCLEARE, CHIMICA NUCLEARE: TERMICO

11 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CLASSIFICAZIONE IN BASE AL PRINCIPIO PROPULSIVO TRASFORMAZIONE DI ENERGIA PRIMARIA IN ENERGIA CINETICA DEL GETTO: PROPULSORI AD ELICA PROPULSORI A GETTO: 1. TERMICI : CHIMICA, NUCLEARE, SOLARE 2. ELETTROSTATICI (A IONI): (ELETTRICA) SOLARE 3. ELETTROMAGNETICI (A PLASMA): (ELETTRICA) SOLARE 2 e 3 DANNO BASSI RAPPORTI SPINTA/PESO

12 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PROPULSORI AD ELICA MOTOELICA TURBOELICA TURBOALBERO ELETTROELICA

13 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PROPULSORI AERONAUTICI A GETTO TURBOGETTO TURBOFAN TURBOGETTO CON POSTBRUCIATORE AUTOREATTORE

14 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PROPULSORI A GETTO SPAZIALI CHIMICI (TERMICI) A PROPELLENTI LIQUIDI A PROPELLENTI SOLIDI

15 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PROPULSORI A GETTO SPAZIALI ELETTRICI ELETTROTERMICI RESISTOGETTO ELETTROTERMICI ARCOGETTO ELETTROSTATICI (A IONI) ELETTROMAGNETICI (A PLASMA)

16 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma LIMITE DEI PROPULSORI AD ELICA VELOCITÀ MAX (η p ELICA CROLLA PER M>0, 6) Figure 1: Rendimento propulsivo tipico di un elica in funzione della velocità di volo.

17 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PROGRAMMA 1. INTRODUZIONE 2. FLUSSI COMPRESSIBILI 3. INDICI DI PRESTAZIONE 4. CICLO TURBOGAS 5. TURBOELICA 6. TURBOGETTO SEMPLICE 7. TURBOFAN 8. TURBOGETTO CON POSTBRUCIATORE 9. AUTOREATTORE 10. PRESA D ARIA 11. COMBUSTIONE 12. TURBOMACCHINE 13. UGELLO 14. REQUISITI PROPULSIVI DEGLI AEROPLANI 15. MOTORI ALTERNATIVI 16. PRESTAZIONI DEGLI ENDOREATTORI 17. ENDOREATTORI TERMICI 18. ENDOREATTORI A PROPELLENTE LIQUIDO 19. ENDOREATTORI A PROPELLENTE SOLIDO 20. ENDOREATTORI ELETTRICI

18 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma FLUSSI COMPRESSIBILI I MOTORI TERMICI UTILIZZANO UN FLUIDO TERMOVETTORE ( TRASPORTA ENERGIA SOTTO FORMA DI CALORE) CALORE TRASFORMATO IN EN. CINETICA NELL UGELLO PER CREARE SPINTA OCCORRE STUDIARE PRINCIPI DEL MOTO DEI FLUIDI (COMPRESSIBILI PER ALTA u): RELAZIONI DI STATO (TERMICA/CALORICA) CONSERVAZIONE DELLA MASSA CONSERVAZIONE DELLA QDM CONSERVAZIONE DELL ENERGIA 2 o PRINCIPIO DELLA TEMODINAMICA

19 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma EQ. STATO TERMICA DEI GAS IDEALI (o PERFETTI) R COST. UNIVERSALE DEI GAS= J (kmol K) pv = n R T (1) NUMERO DI (chilo)moli n = m M (2) p = m V R M T (3) COST. DEL GAS [in J/(kg K)] R = R M (4) p = ρrt (5) aria: M = kg kmol (6)

20 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma FATTORE DI GAS REALE Z = p/(ρrt)

21 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma GAS CALORICAMENTE PERFETTO: c p =const, γ = c p /c v =const SCOSTAMENTO SIGNIFICATIVO ASSUMEREMO TUTTAVIA HP VALIDA dh = c p dt ; de = c v dt (7) ( ) p d(h e) = d ρ = d(rt) = RdT (8) c p c v = R (9) c p = γ γ 1 R; R = γ 1 γ c p (10)

22 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma VELOCITÀ DEL SUONO, NUMERO DI MACH a = γrt = γ p ρ M = u/a

23 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma HP PER EQUAZIONI DEL MOTO: FLUIDO FLUIDO MONOFASE (GASSOSO) COMPOSIZ. CHIMICA COSTANTE (M=const) FLUIDO TERMICAM./CALORICAM. PERFETTO

24 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma HP PER EQUAZIONI DEL MOTO: FLUSSO QUASI 1 D FLUSSO QUASI MONODIMENSIONALE (u, p, T = f(x), A = f(x) MA RAGGIO DI CURVATURA ASSE CONDOTTO D) UNA SOLA GRANDEZZA PER INDIVIDUARE LO STATO DI MOTO (ES. COMPONENTE DI VELOCITÀ u, OPPURE M) DUE GRANDEZZE PER INDIVIDUARE LO STATO TERMODINAMICO (ES. p, T ) u, p, T UNIFORMI SU OGNI SEZIONE TRASVERSALE DEL CONDOTTO u, p, T DIPENDONO SOLO DALL ASCISSA x DEL CONDOTTO IDEM PER GRANDEZZE DERIVATE (M, ρ, h,...) (FLUSSO STRETTAMENTE 1 D: A = const) FLUSSO STAZIONARIO

25 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma VOLUME DI CONTROLLO RICAVIAMO EQ. DI CONSERVAZIONE: MASSA, QDM (QUANTITÀ DI MOTO), ENERGIA d Q POSITIVO SE ASSORBITO DAL FLUIDO dl POSITIVO SE PRODOTTO DAL FLUIDO

26 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CONSERVAZIONE DELLA MASSA EGUAGLIANDO d(ρua)= 0 ρua = const DERIVATA LOGARITMICA: dρ ρ + du u + da A = 0 dρ ρ + du u = da A da/a TERMINE FORZANTE DELL EQUAZIONE

27 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma NEL CASO DI PIÙ INGRESSI ṁ out = i ṁ in,i (11)

28 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CONSERVAZIONE DELLA QUANTITÀ DI MOTO (1) (ρua)(u + du) (ρua) u = F ( F = pa (p + dp)(a + da)+ p + dp ) 2 da df attr ρuadu = Adp df attr ρudu + dp = df attr /A CADUTA DI PRESSIONE IN CONDOTTO AD A = cost (u = cost; df attr = τ f Pdx): p = f ρu2 2 L D (12) FATTORE D ATTRITO f = f (Re, RUGOSITÀ CONDOTTO); PER CONDOTTI LISCI AD ALTO Re f 0, 015 0, 020 ρudu + dp = f ρu2 2 dx D (13) f ρu2 2 dx D TERMINE FORZANTE DELL EQ.

29 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CONSERVAZIONE DELLA QUANTITÀ DI MOTO (2)

30 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CONSERVAZIONE DELL ENERGIA (1) ENERGIA INTERNA + CINETICA ṁ ( ) e 2 + u2 2 2 ṁ ( ) e 1 + u2 1 2 = Q L LAVORO (PER UNITÀ DI TEMPO) FORZE DI PRESSIONE + LAVORO ALL ALBERO (SHAFT) L = p 2 A 2 u 2 p 1 A 1 u 1 + L s PER UNITÀ DI MASSA DEL FLUIDO (DIVISO ṁ = ρua) ( e 2 + p ) 2 + u2 2 ρ 2 2 ( e 1 + p ) 1 + u2 1 ρ 1 2 = Q L s

31 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CONSERVAZIONE DELL ENERGIA (2) INTRODUCENDO L ENTALPIA h = e + p/ρ E L ENTALPIA TOTALE h 0 = h + u 2 /2 h 02 h 01 PIÙ IN GENERALE = Q L s h 0 = Q L s (14) L s NON DIFFERENZIABILE dh 0 = dq (15) dq TERMINE FORZANTE DELL EQUAZIONE

32 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma DEFINIZIONE ENTALPIA h = h ref + c p (T T ref ) (16) h = c p T + const h (17) IN TERMOCHIMICA SI PONE h=0 PER ELE- MENTI NEL LORO STATO DI AGGREGAZIONE STANDARD A25 o C (es. N 2,O 2, Ar,... gassosi) c p,aria = 1005 J kg K, γ aria = 1.4 (18) R aria = γ 1 γ c p,aria = J kg K (19)

33 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TEMPERATURA TOTALE ASSOCIAMO ALL ENTALPIA TOTALE h 0 UNA TEMPERATURA TOTALE T 0 h 0 = c p T 0 + const h = c p T + const h + u2 2 (20) T 0 = T + u2 (21) 2 c p T 0 = T + γ 1 ( u 2 2 γr = T 1+ γ 1 ) u 2 2 γrt T 0 = T ( 1+ γ 1 2 M 2 ) (22) (23) TEMPERATURA AL TERMINE DI UNA DE- CELERAZIONE A Q=0, L s =0, FINO A M =0 E LA PRESSIONE? DIPENDE DA ATTRITO: VALORE MAX SI HA PER TRASF. ISENTR.

34 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma EQ. ISENTROPICA GIBBS Tds = dh dp ρ (24) Tds = c p dt RT dp p (25) ds = c p dt T R dp p = c p ( dt T γ 1 γ ) dp p (26) s = c p ( log T γ 1 γ log p ) + s ref (27) IN TERMOCHIMICA SI PONE s=0 PER T =0 K s = c p log T p (γ 1)/γ + s ref (28) ISENTROPICA OPPURE T = const (29) p (γ 1)/γ p = const (30) ργ

35 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESSIONE TOTALE IPOTIZZANDO DECELERAZIONE ADIABATICA E ISENTROPICA FINO M=0: T p = T 0 (γ 1)/γ p (γ 1)/γ 0 (31) p 0 p = ( T0 T ) γ/(γ 1) (32) p 0 = p ( 1+ γ 1 2 M 2 ) γ/(γ 1) (33) MAX p AL TERMINE DECELERAZIONE ADIA- BATICA FINO M=0. ρ 0 = ρ ( 1+ γ 1 2 M 2 ) 1/(γ 1) (34)

36 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma UTILITÀ DELLE GRANDEZZE TOTALI h 0, T 0 INDICATORI CONTENUTO ENERGETICO DEL FLUIDO; p 0 INDICATORE GRADO DI IRREVERSIBILITÀ DI UNA TRASFORMAZIONE

37 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma o PRINCIPIO DELLA TERMODINAMICA PER UN SISTEMA ISOLATO ds 0

38 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma EVOLUZ. DEL FLUSSO IN UN CONDOTTO SISTEMA EQUAZ. DEL MOTO dρ ρ + du u = da A du u + dp p dt T = da A ρudu + dp = f ρu2 2 dh 0 = dq udu + γr γ 1 SISTEMA IN u, p, T A dx = B A = 1/u 1/p 1/T ρu 1 0 u 0 γr/(γ 1) dx D dt = dq (35) B = X = u p T da/a f ρu 2 dx/(2 D e ) dq (36) (37)

39 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CONDIZIONI DI COMPATIBILITÀ DETERMIN. MATRICE DEI COEFFICIENTI = 1 γ 1 1 ut ( γrt u 2 ) = c p u ( 1 M 2 ) PER M = 1 FLUSSO CRITICO ( = 0) (38) i DETERM. DI ROUCHÉ DELLA MATRICE RICAVATA SOSTITUENDO A i esima COLONNA IL VETTORE DEI TERMINI NOTO B SISTEMA SICURAM. COMPATIBILE SE 0 du = 1 ; dp = 2 ; dt = 3 SE = 0, SISTEMA ANCORA COMPATIBILE SE 1 = 2 = 3 =0

40 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma EFFETTO DEI TERMINI FORZANTI ANALIZZIAMO l EFFETTO DI UN SOLO TERMINE FORZANTE ALLA VOLTA: SOLO da: FLUSSO ISENTROPICO; SOLO ATTRITO: FLUSSO DI FANNO; SOLO dq: FLUSSO DI RAYLEIGH

41 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma FLUSSO CON SOLA VARIAZIONE D AREA (ISENTROPICO) GIBBS Tds= dh dp ρ { ENERG. dh = udu QDM dp = ρudu } =0 1,is = da/a 1/p 1/T γr/(γ 1) (39) = γr da γ 1 A 2,is = γr γ 1 ρuda A (40) (41) 3,is = u da A (42) SEZ. CRITICA DEVE ESSERE IN GOLA (da =0) PER CONDOTTI CONVERGENTI (da < 0): du { > 0 per M<1 < 0 per M>1 ; dp { < 0 per M<1 > 0 per M>1 ; dt PER CONDOTTI DIVERGENTI (da > 0): { < 0 per M<1 > 0 per M>1 du { < 0 per M<1 > 0 per M>1 ; dp { > 0 per M<1 < 0 per M>1 ; dt { > 0 per M<1 < 0 per M>1

42 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma 42 1,F = 2.25 FLUSSO CON SOLO ATTRITO (FANNO) 0 1/p 1/T f ρu2 dx D e γr 0 0 γ 1 = f ρu2 2 p γr γ 1 (43) dx D e 2,F = f ρu 2 ( ) γr γ 1 + u2 dx (44) T D e 3,F = f ρu2 2 p dx D e (45) SEZ. CRITICA OVE f = 0 (ALL USCITA) du { > 0 per M<1 < 0 per M>1 ; dp { < 0 per M<1 > 0 per M>1 ; dt { < 0 per M<1 > 0 per M>1 (46)

43 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma FLUSSO CON SOLO SCAMBIO DI CALORE (RAYLEIGH ) 0 1/p 1/T 1,R = dq 0 γr/(γ 1) = dq T 2,R = ρu dq (47) ( ) T 3,R = 1 ρu2 dq p u = ( 1 γm 2) dq u (48) du SEZ. CRITICA OVE dq = 0 (ALL USCITA) PER dq >0 { > 0 per M<1 < 0 per M>1 ; dp { < 0 per M<1 > 0 per M>1 ; dt { > 0 per M<1/ γ < 0 per 1/ γ<m<1 > 0 per M>1 du PER dq <0 { < 0 per M<1 > 0 per M>1 ; dp { > 0 per M<1 < 0 per M>1 ; dt (49) { < 0 per M<1/ γ > 0 per 1/ γ<m<1 < 0 per M>1 (50)

44 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma OSSERVAZIONI PER TUTTI TERMINI FORZANTI, du ( dm), dp ASSUMONO SEGNO OPPOSTO PER M 1; p 0 DIMINUISCE SEMPRE CAUSA ATTRITO, DA ) s = c p log ( T0 p (γ 1)/γ) 0 + s ref (51) p DIMINUISCE PER ADDUZ. CALORE SE M<1; p 0 ANCHE DIMINUISCE (PER M BASSO p 0 p) 1

45 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CONVERS. ENERGIA TERMICA IN CINETICA UGELLO FLUSSO ISENTROPICO TERMINE FORZANTE: A CERCHIAMO RELAZ. TRA u e A EQ. MASSA ṁ = ρua = pa RT M γrt = γ pam RT LEGAME VALORI STATICI/TOTALI T, p(52) ( ṁ = γ 1+ γ 1 ) γ+1 2(γ 1) M 2 p 0 AM (53) 2 RT0 FLUSSO ISENTROPICO: T 0 = const, p 0 = const ( 1+ γ 1 2 M 2 1 ) γ+1 2(γ 1) A 1 M 1 = ( 1+ γ 1 2 M 2 2 ) γ+1 2(γ 1) A 2 M 2 A 2 A 1 = M 1 M 2 1+ γ γ 1 2 M 2 2 M 2 1 γ+1 2(γ 1) (54) (55)

46 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PER FLUSSO CRITICO IN GOLA (LEGGE DELLE AREE) SEZIONE 1 = t, 2 = GENERICA SEZIONE A = 1 1+ γ 1 γ+1 M 2 2(γ 1) 2 A t M γ +1 (56) PER OGNI VALORE A/A t { SOLUZ. SUBSON. SOLUZ. SUPERSON. 2

47 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma GRANDEZZE CRITICHE DA VALORI TOTALI PONENDO M t =1 ( ) 2 T = T 0 γ +1 ( 2 p = p 0 γ +1 ) γ γ 1 (57) PER AVERE FLUSSO CRITICO: p 0 p = ( γ +1 2 ) γ γ 1 = { QUINDI DEVE ESSERE ALMENO p 0 2 p a

48 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PORTATA IN MASSA PER FLUSSO ISENTROPICO, CRITICO PONENDO M t =1 ṁ = ( 2 γ γ +1 ) γ+1 2(γ 1 ) p 0 RT0 A t (58) E PONENDO Γ = γ ( 2 γ +1 ) γ+1 2(γ 1 ) (59) ṁ = Γ p 0 RT0 A t (60) DATI VALORI TOTALI T 0,p 0 e A t ṁ FISSATA

49 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SOLUZIONI ISENTROPICHE (E NON) A = 1 1+ γ 1 γ+1 M 2 2(γ 1) 2 A t M γ +1 (GOLA CRITICA) 2 (61) UN VALORE DI A/A t PER OGNI M, MA... 2 VALORI DI M PER OGNI VALORE DI A/A t QUALE SOLUZ. SI INSTAURA? DIPENDE DA p a p 0 RICAVATO M p, T DAI VALORI TOTALI

50 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RELAZIONI DI URTO NORMALE 1 CONDIZIONI A MONTE DELL URTO 2 CONDIZIONI A VALLE DELL URTO

51 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma INDICI DI PRESTAZIONE INDIVIDUAZIONE DI INDICI DI PRESTAZIONE (SPINTA, RENDIMENTI, CONSUMO,...) GENERAZIONE DELLA SPINTA APPLICAZIONE DELL EQ. DELLA QDM

52 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SPINTA DELL ENDOREATTORE EQ. QDM LUNGO ASSE MOTORE Fe = d (mu) dt (62) FORZE ESTERNE AGENTI: [p a AMBIENTE, p e USCITA (EXIT)]: Fe = F A e (p e p a ) (63) VARIAZIONE FLUSSO DELLA QDM: d (mu) = ṁu e (64) dt F = ṁu e + A e (p e p a ) (65) SPINTA = SPINTA IMPULSIVA + SPINTA DI PRESSIONE

53 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CONDIZIONE DI OTTIMO DELLA SPINTA F = ṁu e + A e (p e p a ) (66) A t,t 0,p 0 FISSATI ṁ (PER FLUSSO CRITICO) CERCHIAMO IL MAX DIFFERENZIANDO RISPETTO AD A e da e, du e, dp e df = ṁdu e + A e dp e +(p e p a ) da e = = A e (ρ e u e du e +dp e )+(p e p a ) da e =(p e p a ) da e (67) p e = p a (UGELLO ADATTATO) p a VARIA CON LA QUOTA SIA PER ENDOREATTORI CHE ESOREATTORI TERMINE DI SPINTA DI PRESSIONE A e (p e p a ) IN GENERE PICCOLO

54 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma VELOCITÀ EQUIVALENTE (o EFFICACE) DI USCITA PER UGELLO ADATTATO: F = ṁu e (68) PER UGELLO NON ADATTATO: DEFINENDO F = ṁu eq (69) u eq = Ḟ m = u e + (p e p a ) A e ṁ (70)

55 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ESOREATTORE (1/2) ṁ e = ṁ a + ṁ f (71) d (mu) dt = ṁ e u e ṁ a V 0 (72) Fe = F (p e p a ) A e (73) F (p e p a ) A e = ṁ e u e ṁ a V 0 (74) F = ṁ e u e ṁ a V 0 +(p e p a ) A e (75) F = (ṁ a + ṁ f ) u e ṁ a V 0 +(p e p a ) A e (76)

56 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ESOREATTORE (2/2) RAPPORTO COMBUSTIBILE/ARIA f = ṁf ṁ a (77) F = ṁ a [(1 + f) u e V 0 ]+(p e p a ) A e (78) f 1 (TIPICAMENTE ) F ṁ a (u e V 0 )+(p e p a ) A e (79) OPERANDO VICINO CONDIZ. OTTIMO p e = p a F ṁ a (u e V 0 ) (80) VOLENDO TENER CONTO DELLA RESISTENZA DI INSTALLAZIONE (PILONI, GONDOLA) ) F inst = F D inst = F (1 φ e (81)

57 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma MOTORE NUDO E INSTALLATO

58 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ESOREATTORE A DOPPIO FLUSSO (TURBOFAN A FLUSSI SEPARATI) F = ṁ a,1 [(1 + f) u e,1 V 0 ]+(p e,1 p a ) A e,1 + ṁ a,2 (u e,2 V 0 ) + (p e,2 p a ) A e,2 BPR = ṁa,2 ṁ a,1 ; f 1 (82) F ṁ a,1 [u e,1 V 0 + BPR (u e,2 V 0 )] + (p e,1 p a ) A e,1 +(p e,2 p a ) A e,2 PER UGELLI ADATTATI F ṁ a,1 [u e,1 V 0 + BPR (u e,2 V 0 )] (83)

59 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ELICHE (1/3) (ANGOLO D ATTACCO 2 o 4 o ) ṁ l n n n u= V 0 u= V 0 S in Sin,el u= u w S out,el S out u= V 0 ṁ l n S l ( F = ṁ a,el u w V 0 ) (84)

60 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ELICHE (2/3) V 0 up uw p p,i p p,e c,p 0 p w { up VELOCITÀ ARIA ATTRAVERSO ELICA A p AREA DISCO ELICA } ṁ a,el u {{ p }} ṁ a,el u {{ p } q. di moto uscente q. di moto entrante V = }{{ F } Spinta } (p p,e p p,i ) A {{ p } Forza di pressione F = (p p,e p p,i ) A p (85) (86) HP M BASSO FLUIDO INCOMPRIMIBILE (ρ a =const) BERNOUILLI p p,i + ρ a u 2 p 2 p p,i = p a +ρ a V 2 = p a + ρ a V0 2 2 ; p p,e + ρ a u 2 p 2 0 u2 p 2 = p a + ρ a u 2 w 2 (87) u 2 w ; p p,e = p a +ρ u2 p a 2 (88)

61 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ELICHE (3/3) u 2 w F = ρ a A V 0 2 p 2 (89) PORTATA IN MASSA ATTRAVERSO L ELICA: ṁ a,el = ρ a u p A p (90) CONFRONTANDO CON (84) u p = u w + V 0 2 (91) ELICA ACCELERA FLUSSO DA V 0 A u w PER UN TURBOELICA ( ) F ṁ a,el u w V 0 } {{ } Elica F el ( ) + ṁ a u e V 0 } {{ } Getto F j

62 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma INDICI DI PRESTAZIONE PER MOTORI AERONAUTICI POTENZE: DISPONIBILE GETTO PROPULSIVA RENDIMENTI

63 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma POTENZA PROPULSIVA P p PER UN AEREO IN VOLO A z, V 0 COSTANTI F = D (92) POTENZA PROPULSIVA (O DI SPINTA) P p = FV 0 (93) TERMINE UTILE AL MOTO

64 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma POTENZA DISPONIBILE P av ASSOCIATA AL COMBUSTIBILE ( P av = ṁ f Q f + V ) (94) POTERE CALORIFICO INF. DEL COMBUSTIBILE Q f = 43 MJ (95) kg IL TERMINE DI EN. CINETICA È PICCOLO: PER MACH DI VOLO M 0 = 0.8 ( ) V 2 0 ( )2 = = MJ (96) 2 2 kg 0.8 PER MACH DI VOLO M 0 =2 ( ) V 2 0 (2 295)2 = = MJ 2 2 kg 2 (97) POTENZA IN INGRESSO P av m f Q f (98)

65 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma POTENZA DEL GETTO P j CONFERITA AL FLUSSO D ARIA (ELICA/GETTO) PARTE DI ESSA È DISSIPATA NELLA SCIA: MOTORI A ELICA: P d,el = ṁ a,el (u w V 0 ) 2 2 (99) (u w V 0 ) 2 P j,el = P p +P d,el = ṁ a,el (u w V 0 ) V 0 + m a,el 2 ESOREATTORI: u 2 w P j,el = ṁ V 0 2 a,el 2 (100) (101) u 2 e P j ṁ V 0 2 a 2 (102)

66 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RENDIMENTI TERMODINAMICO (o TERMICO) PROPULSIVO η th = P j P av (103) η p = P p P j (104) GLOBALE η o = P p P av (105) η o = η th η p (106)

67 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RENDIMENTO PROPULSIVO ELICA: η p = FV 0 u 2 w ṁ V 0 2 a,el 2 = ṁa,el (u w V 0 ) V 0 ṁ a,el (u 2 w V 2 0 )/2 = 2 V 0 u w + V 0 ESOREATTORI: (107) DEFINIAMO η p 2 V 0 u e + V 0 (108) ν = { V 0 u w motori ad elica (109) V 0 esoreattori u e η p = 2 ν 1+ν (110)

68 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma η p TIPICO ELICA LIMITA LA VELOCITÀ PER PROPULSORI A ELICA

69 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma 69 MOTOELICA: SFC = 3.19 CONSUMI SPECIFICI ṁf P ax { in kg/(s W) in kg/(h kw) ESOREATTORI (111) { in kg/(s N) TSFC = ṁf in kg/(h N) F g 0 in kg/(h kg f ) TURBOELICA (112) g 0 = m s 2 (113) P ax,j = P p,j = F j V 0 (114) ηp ηp POTENZA ALL ASSE EQUIVALENTE: P eq = P ax + P ax,j (115) ESFC = ṁf P eq (116) RELAZ. TRA TSFC E η o TSFC = 1 η o V 0 Q f

70 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma INCIDENZA DEL TSFC COMBUSTIBILE 25 % COSTI LINEA AEREA HP: TSFC RIDOTTO DEL 1%; MASSA CARICO UTILE 10%, MASSA COMBUST. 30% di m TO COSTO PER UNITÀ DI CARICO UTILE PASSA DA1A = (117) RIDUZIONE DEL 3.15 %

71 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma POTENZA E SPINTA SPECIFICA POTENZA PER UNITÀ DI MASSA DEL MOTORE { Pax /m eng motoelica (118) P eq /m eng turboelica SPINTA PER UN UNITÀ DI PESO DEL MOTORE F w eng = F g 0 m eng (119) STIMA MASSA DEL MOTORE DIFFICILE LAVORO PER UNITÀ DI PORTATA D ARIA { P L a = ax /ṁ a motoelica (120) P eq /ṁ a turboelica SPINTA PER UNITÀ DI PORTATA D ARIA I a = Ḟ m a u e V 0 (121) PORTATA D ARIA PIÙ FACILE DA STIMARE

72 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SPINTA SPECIFICA PER TURBOFAN I a = Ḟ m a u e,1 V 0 + BPR (u e,2 V 0 ) 1 + BPR (122) MIGLIORAMENTO RAPPORTO SPINTA/PESO CONTRIBUISCE A DIMINUIRE COSTI PER PAX km

73 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma INDICI DI PRESTAZIONE PER ENDOREATTORI VELOCITÀ D USCITA EQUIVALENTE u eq = Ḟ m (123) IMPULSO SPECIFICO I sp = F ẇ (124) I sp = F g 0 ṁ I sp = u eq g 0 (125) RAPPORTO SPINTA/PESO DEL MOTORE F w eng = F g 0 m eng (126)

74 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma VALORI TIPICI DEGLI INDICI DI PRESTAZIONE PER MOTORI AERONAUTICI Propulsore SFC, ESFC P/m eng P/A eng kg/(kw h) kw/kg kw/m 2 Motoelica Turboelica Propulsore TSFC F/w eng kg/(n h) Turbogetto a M 0 = Turbogetto a M 0 = Turbofan a M 0 = Turbogetto con postbruciatore a M 0 = Autoreattore a M 0 = Autoreattore a M 0 = TSFC IN VOLO; F/w eng RIF. A SPINTA STATICA

75 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma VALORI TIPICI DEGLI INDICI DI PRESTAZIONE PER ENDOREATTORI Propulsore u eq F/w eng m/s Chimico, propellenti liquidi Chimico, propellenti solidi Resistogetto Arcogetto Elettrostatico Elettromagnetico

76 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma AUTONOMIA ( ) D F = D = L = mg L L/D (127) η o = FV 0 /(ṁ f Q f ) (128) F = mg L/D = η o Q f V 0 ( dm dt ) (129) t = η o L/D V 0 s = V 0 t = η o L D Q f g Q f g tfin t in log ( dm m ( min m fin m f = m in m fin = ( = m in 1 m ) fin = m in m in 1 exp ) ) (130) (131) s η o L D Q f g (132)

77 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RENDIMENTO GLOBALE ED EFFICIENZA AERODINAMICA vs. M 0

78 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CICLO DEL TURBOGAS CICLO BRAYTON JOULE TURBOELICA, TURBOGETTO, TURBOFAN,... PRESTAZIONI: (LAVORO/POTENZA/SPINTA), CONSUMO, RENDIMENTI PARAMETRI DI PROGETTO: T max, β c

79 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma NUMERAZ. SEZIONI; TRASFORMAZIONI 1. INGRESSO COMPRESSORE; 2. USCITA COMPRES. INGR. CAMERA COMBUST. 3. USCITA CAMERA COMBUST. INGR. TURBINA; 4. USCITA TURBINA 1 2 COMPRESSIONE: L s,in < 0; 2 3 COMBUSTIONE: Q in > 0; 3 4 TURBINA: L s,out > 0; 4 1 AMBIENTE ESTERNO: Q out < 0

80 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PIANI TERMODINAMICI p v CLAPEYRON h s MOLLIER h 0 = Q L s ; T s ENTROPICO c p T 0 = Q L s ; Q rev = Tds BASSO M DEL FLUSSO h 0 h, T 0 T h Q L s (133)

81 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma DEFINIZIONI PER CALORE E LAVORO ADIABATICHE L s h SENZA LAVORO ALL ALBERO Q h Q, L s CALORE E LAVORO ALL ALBERO SECON- DO CONVENZIONI TERMODINAMICHE Q, L s DEFINITE (IN MODO DA ESSERE > 0): L c = L s,in LAV. COMPRESSIONE Q b = Q in CALORE ACQUISITO IN CAMERA L t = L s,out LAV. TURBINA Q a = Q out CALORE CEDUTO AMBIENTE IN UN CICLO (134) L c = h 2 h 1 Q b = h 3 h 2 (135) L t = h 3 h 4 Q a = h 4 h 1 h (Q b Q a ) (L t L c ) = 0 (136)

82 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CICLO TURBOGAS IDEALE COMPONENTI VISTI COME SCATOLE NERE MASSA EVOLVENTE COSTANTE (ṁ f ṁ a ); GAS CALORICAMENTE/TERMICAMENTE PERFETTO, R=const; NO DISPERSIONE CALORE; NO PERDITE p (ATTRITO, COMBUSTIONE); COMBUSTIONE COMPLETA; COMPRESSIONE E ESPANSIONE (TURBINA) ADIABATICHE REVERSIBILI; ESPANSIONE FINO A p AMBIENTE

83 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TRASFORMAZIONI SUI PIANI T s, h s 1 2 COMPRESSIONE: s=const; 2 3 COMBUSTIONE: p=const; 1 4 TURBINA: s=const; 4 1 AMBIENTE ESTERNO: p=const PENDENZA DELLE ISOBARE: dh ds = T ; dt ds = T c p (137) ISOBARE DIVERGENTI!!! ( ) s T = p (γ 1)/γ sref exp c p (138)

84 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma MECCANISMI DI PRODUZIONE DELL ENTROPIA DOVUTA A PROCESSI DIFFUSIVI (AGITAZIONE TERMICA): ATTRITO: ṡ µ (du/dy) 2 CONDUZIONE CALORE: ṡ k (dt /dy) 2 DIFFUSIONE SPECIE: ṡ ρd i (dy i /dy) 2 (139) µ COEFF. VISCOSITÀ DINAMICA k COEFF. CONDUCIBILITÀ TERMICA D i COEFF. DIFFUSIONE SPECIE CHIM. i Y i CONCENTRAZ. SPECIE CHIMICA i

85 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma INDICI DI PRESTAZIONE LAVORO UTILE (PER kg di FLUIDO): L u = L t L c (140) RENDIMENTO TERMODINAMICO: η th = L u Q b (141)

86 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma LAVORO UTILE L u = L t L c (1/2) ( ) T2 L c = h 2 h 1 = c p (T 2 T 1 ) = c p T 1 1 T 1 ISENTROPICA: T 2 T 1 = ( p2 p 1 ) (γ 1)/γ (142) (143) RAPPORTO DI COMPRESSIONE: β c = p 2 p 1 (144) PARAMETRO DI RAPPORTO DI PRESSIONE: τ c = β (γ 1)/γ c (145) PER TRASF. ISENTROPICA τ c = T 2 /T 1 L c = c p T 1 (τ c 1) (146)

87 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma LAVORO UTILE L u = L t L c (2/2) ( L t = h 3 h 4 = c p (T 3 T 4 ) = c p T 3 1 T ) 4 T 3 ISENTROPICA: T 4 T 3 = ( p4 p 3 ) (γ 1)/γ (147) (148) COMBUST. E TRASF. ESTERNA ISOBARE: p 4 p 3 = p 1 p 2 = 1 β c T 4 T 3 = 1 τ c (149) RAPPORTO DI TEMPERATURE DEL CICLO: L t τ = T 3 T 1 (150) ) = c p T 1 τ (1 1τc (151) ) ] L u = c p T 1 [τ (1 1τc (τ c 1) ) = c p T 1 (τ τ c ) (1 1τc = (152)

88 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RENDIMENTO TERMODINAMICO η th = L u Q b Q b = h 3 h 2 = c p (T 3 T 2 ) = c p T 1 (τ τ c ) (153) η th = 1 1 τ c (154) η th = f(β c ), L u = f(β c,τ) β c LIMITATO DA PESO COMPRESS. E TURBINA τ LIMITATO DA TEMPERATURA MAX ACCET- TABILE IN TURBINA ASSEGNATO τ, β c NON PUÒ ANDARE OLTRE ( ) γ/(γ 1) T3 β c,limite = (155) T 1 MA β c,limite ESTREMAMENTE ALTO

89 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RENDIMENTO TERMODINAMICO CICLO TURBOGAS IDEALE (1/2) η th = 1 T 1 /T 2 < η th,carnot = 1 T 1 /T 3 (156)

90 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RENDIMENTO TERMODINAMICO CICLO TURBOGAS IDEALE (2/2) L s = Q L u = Q b Q a η th =1 Q a Q b (157) TRASF. REVERSIBILE: Q = Tds (158) η th = 1 area sottesa da 1 4 area sottesa da 2 3 (159)

91 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma LAVORO UTILE CICLO TURBOGAS IDEALE SI ANNULLA PER τ c =1 (β c = 1, NO COMPRESSIONE). E PER τ c = τ (T 3 = T 2, Q b = 0, NO COMBUSTIONE) MAX PER L u / τ c =0 τ c,max = τ

92 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma MASSIMO DEL LAVORO UTILE CICLO TURBOGAS IDEALE ESSENDO: T 2 = T 1 τ c, T 4 = T 3 τ c = T 1 τ τ c T 4 T 2 = τ τ 2 c IL MASSIMO SI HA PER T 4 T 2 =1 T 2 = T 4 (160)

93 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SCOSTAMENTO CICLO TURBOGAS REALE DA CICLO IDEALE 1. COMPRESSIONE NON ISENTROPICA 2. ESPANSIONE IN TURBINA NON ISENTROPICA 3. COMBUSTIONE INCOMPLETA 4. PERDITE DI CALORE 5. COMBUSTIONE NON ISOBARA 6. ATTRITO SUI CUSCINETTI 7. PORTATA IN MASSA NON COSTANTE (ṁ f ) 8. PROPRIETÀ FLUIDO NON COSTANTI 9. GAS REALE PER ORA INTRODUCIAMO EFFETTI 1 E 2

94 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RENDIMENTO ADIABATICO (o ISENTROPICO) DEL COMPRESSORE RENDIMENTO DEL COMPRESSORE: η c = L c L c = T 2 T 1 T 2 T 1 (161) (IDEALE/REALE); L c >L c η c < 1 T 2 = T 1 + T 2 T ( 1 = T 1 1+ T 2 /T ) 1 1 η c η c ( T 2 = T 1 1+ τ ) c 1 η c (162) (163)

95 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RENDIMENTO ADIABATICO (o ISENTROPICO) DELLA TURBINA RENDIMENTO DELLA TURBINA: η t = L t L t = T 3 T 4 T 3 T 4 (164) (REALE/IDEALE); L t <L t η t < 1 [ ( T 4 = T 3 η t (T 3 T 4 ) = T 3 1 η t 1 T )] 4 T 3 [ ( = T 3 1 η t 1 1 )] τ c = (165)

96 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CICLO REALE: LAVORO UTILE L u = L t L c = c p (T 3 T 4 ) c p (T 2 T 1 )= = c p [ T 3 η t ( 1 1 τ c ) ] τ c 1 T 1 η c = = c p T 1 ( η t τ τ ) c )(1 1τc η c (166) DIPENDE DA β c IDEALE E τ, COME NEL CICLO

97 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CICLO REALE: RENDIMENTO TERMODINAMICO L u η th = L t L c = Q b c p (T 3 T 2 ) = ) T 1 [η t τ (1 1τc τ ] c 1 η c = = T 3 T 2 = η th,id τη c η t τ c τη c τ c +1 η c (167) DIPENDE DA β c, COME NEL CICLO IDEALE, MA ANCHE DA τ

98 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CICLO REALE: η th (β c,τ)edl u (β c,τ)

99 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CONFRONTO LAVORO UTILE IDEALE E REALE

100 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ESERCIZIO TURBOGAS T 1 = 300 K, T 3 = 1350 K, β c = 20, γ = 1.4, c p =1005 J/(kg K), Q f = 43 MJ/kg, P = 5000 kw CICLO IDEALE: DETERMINARE τ c, T 2, T 4, η th, L u, Q b, ṁ a, ṁ f, f, SFC CICLO REALE: ASSUNTI η c = 0.88, η t = 0.90, DETERMINARE T 2, T 4, η th, L u, Q b, ṁ a, ṁ f, f, SFC TRACCIARE AMBEDUE I CICLI SUL PIANO T s, ASSUMENDO p 1 = Pa

101 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TURBOELICA (TP) h u DISPONIBILE SFRUTTATO PRINCIPAL- MENTE PER AZIONARE L ELICA (PARTE RESTANTE NEL GETTO); MIGLIORE η p ELICA A BASSI M 0 RISPET. TJ/TF; RIDOTTA LUNGHEZZA PISTA RISPET. TJ/TF (PICCOLI AEROPORTI; USO MILITARE); RIDOTTA MANUTENZ. RISPETTO MOTOELICA; INTENSO RUMORE IN CABINA TRATTE BREVI (SVANTAGGIO MINORE V 0 IRRILEVANTE) NO PROBLEMA PER MILITARI; RIDUTTORE TRA MOTORE ED ELICA; TURBOSHAFT E APU MOLTO SIMILI Propulsore SFC, ESFC P/m eng P/A eng kg /(kw h) kw/kg kw/m 2 Motoelica Turboelica

102 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma DATI PER ALCUNI MOTORI TURBOELICA Motore anno di D β o P eq ESFC P eq /m eng introduzione in servizio m kw kg/(kw h) kw/kg Dart RR Kuznetsov NK Allison T x.xx 2.75 PW Canada PT6T 6B PW Canada Europrop TP400 D GE x.xx x.x

103 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma AEREI TURBOELICA CIVILI Vickers Viscount 1948 Fokker F Hawker Siddeley Antonov An Dash ATR ALA BASSA O ALTA

104 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma AEREI TURBOELICA MILITARI DA TRASPORTO (1/2) Lockheed C 130J 1954/99 Transall C Antonov An Alenia C Shaanxi Y Airbus 400M 2013 ALA ALTA

105 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma AEREI TURBOELICA MILITARI DA TRASPORTO (2/2) OPERAZIONI DI CARICO PISTE NON PREPARATE

106 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma 106 DIRECT FLOW: 5.6 CONFIGURAZIONI REVERSE FLOW:

107 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma NUMERAZIONE DELLE SEZIONI a. ARIA AMBIENTE; 1. INGRESSO PRESA ARIA; 2. USCITA PRESA ARIA. INGR. COMPRESSORE; 3. USCITA COMPRES. INGR. CAMERA COMBUST. 4. USCITA CAM. COMBUST. INGR. 1 a TURBINA; 41. USCITA 1 a TURB. INGRES. TURBINA LIBERA; 7 USCITA TURBINA LIBERA INGRESSO UGELLO; 9 GOLA UGELLO USCITA UGELLO;

108 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CICLO DEL TURBOELICA RIPARTIZIONE DEL SALTO ENTALPICO UTILE 1 2 COMPRES. ADIABATICA IN PRESA ARIA; 2 3 COMPRES. ADIAB. NEL COMPRESSORE; 3 4 RISCALDAMENTO IN CAMERA COMBUST.; 41 ESPANSIONE ADIABATICA IN 1 a TURBINA; SALTO ENTALPICO UTILE (ISENTR.) h u = h 41 h 9 (168) λ FRAZ. DI h u DESTINATA ALL ELICA 1 5 ESPANSIONE ADIAB. IN TURBINA LIBERA; 5 9 ESPANSIONE ADIABATICA NELL UGELLO; 9 a RAFFREDDAMENTO ISOBARO ESTERNO.

109 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SALTO ENTALPICO DISPONIBILE h u = h 41 h 9 (169) h u = h 41 h 9 = c p (T 41 T 9 ) = c p T 41 ( h u = c p T 41 1 ( pa p 41 1 T 9 T 41 ) (γ 1)/γ (170) (171) ) SE UGELLO È ADATTATO, h u FISSATO

110 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESA D ARIA (o DIFFUSORE) COMPRES. ESTERNA (a 1) ED INTERNA (1 2) EQ. ENERGIA: h 0 =0 MA h = h 2 h 1 0 p 0 DIMIN. (ATTRITO); p AUMEN., u DIMIN. RENDIMENTI: 1) RAPPORTO PRESS. TOT. ε d, OPPURE 2) REND. ISENTROPICO η d 1) ε d = p 02 p 0a p 2 p 02 = ε d p 0a (172) 2) η d = T 2 T a = T a (T 2 /T a 1) T 2 T a p 2 p a ( γ 1 γ 1 T a (T 2 /T a 1) (p 2/p a ) T 02 /T a 1 (p 2/p a ) γ 1 1+η d γ 1 2 M 2 0 ) γ γ 1 2 γ 1 γ 1 M 2 0 (173) =

111 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COMPRESSORE TRASFORMAZ. A RAPPORTO DI PRESSIONI ASSEGNATO β c = p γ 1 3 γ ; τ c = βc (174) p 2 p 3 = β c p 2 (175) RENDIMENTO DEL COMPRESSORE: η c = L c L c = T 3 T 2 T 3 T 2 (176) ( T 3 = T 2 1+ τ ) c 1 η c (177)

112 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COMBUSTORE EQ. ENERGIA (L s =0,M 1): h 0 h = Q f = ṁ f /ṁ a RAPPORTO COMBUSTIBILE/ARIA h 3 + f (h f + Q f ) = (1 + f) h 4 h f Q f, f 1 η b =(h 4 h 3 )/(f Q f ) REND. DI COMBUSTIONE T 4 ASSEGNATA f = c p (T 4 T 3 ) η b Q f (178) ε b = p 4 /p 3 REND. PNEUMATICO DEL COMBUST. p 4 = ε b p 3 (179)

113 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TURBINA DEL COMPRESSORE RENDIMENTI MECCANICI η mc, η mt DI COMPRESSORE E TURBINA LAVORO RICHIESTO/DISPONIBILE ALL ALBERO L c = c p (T 3 T 2 ) ; η mt,1 L t = η mt,1 c p (T 4 T 41 ) η mc η mc EQUILIBRIO TURBINA COMPRESSORE (180) η mt,1 c p (T 4 T 41 ) = c p (T 3 T 2 ) (181) η mc T 41 = T 4 T 3 T 2 η mc η mt,1 (182) p 41 p 4 = p 41 p 4 = ( T 41 T 4 ) γ γ 1 (183) η t = L t L t = T 4 T 41 T 4 T 41 T 41 = T 4 T 4 T 41 η t (184) p 41 = p 4 ( 1 1 T 41/T 4 η t,1 ) γ γ 1 (185)

114 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TURBINA DI POTENZA (o LIBERA) LAVORO IDEALE E REALE L t,2 = λ h u (186) L t,2 = η t,2 L t,2 = η t,2 λ h u (187) SALTO ENTALPICO: c p (T 41 T 5 ) = η t,2 λ h u (188) T 5 = T 41 η t,2 λ h u c p (189) p 5 = p 41 ( 1 1 T 5/T 41 η t,2 ) γ γ 1 (190) NELLE TURBINE, TRASFORMAZIONE A SALTO ENTALPICO ASSEGNATO

115 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma UGELLO SALTO ENTALP. IDEALE ASSEGNATO A UGELLO: (1 λ) h u = h 5 h 9 (191) IN REALTÀ > PER DIVERGENZA ISOBARE: h 5 h 9 > h 5 h 9 (192) DEFINIAMO σ, LIEVEMENTE > 1 σ = h 5 h 9 h 5 h 9 (193) h n = σ (1 λ) h u (194) RENDIMENTO DELL UGELLO: η n = h n h n (195) ADIABATICA h 7 = h 9 + u2 9 2 u = h n = η n h n (196) (197) u e = 2 η n σ (1 λ) h u (198)

116 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma DEFINIZIONE DI σ σ = h 5 h 9 h 5 h 9 (199)

117 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma VALORE DI σ IN PRIMA APPROSSIMAZIONE σ 1 PER UNA VALUTAZIONE PIÙ ACCURATA: T 9 ( ) (γ 1)/γ p9 = T 5 (200) p 5 σ = h n = c p (T 5 T 9) (201) h n ( T5 T 9) = c p (202) (1 λ) h u (1 λ) h u

118 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RIEPILOGO CICLO TURBOELICA ESPRESSIONI VALIDE PER TUTTI MOTORI ESPRESSIONI PER SOLO TURBOLELICA PRESA ARIA T 2 T 0a ; p 2 { ε d p 0a ( γ 1 p a 1+η d 2 COMPRESSORE p 3 = β c p 2 ; T 3 = T 2 ( M τ c 1 η c COMBUSTORE p 4 = ε b p 3 ; f c p (T 4 T 3 ) η b Q f TURBINA DEL COMPR. TURBINA LIBERA T 41 =T 4 T 3 T 2 η mc η mt,1 ; p 41 =p 4 T 5 = T 41 η t,2 λ h u c p ; p 5 = p 41 ( ( 1 1 T 41/T 4 η t,1 1 1 T 5/T 41 η t,2 ) γ γ 1 ) ) γ γ 1 ) γ γ 1 UGELLO u e = 2 η n h n = 2 η n σ (1 λ) h u (203)

119 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESTAZIONI DEL TURBOELICA IN VOLO SPINTA SPINTA ELICA + GETTO ASSEGNATO η p,el F = F el + F j (204) F el = η p,el P j,el (205) V 0 P j,el = P ax,el = η r P ax,t (206) η r RENDIMENTO RIDUTTORE ( ) SPINTA ELICA: P ax,t ṁ a η mt η t λ h u (207) F el = ṁa η p,el η r η mt η t λ h u V 0 (208) SPINTA GETTO: F j ṁ a (u e V 0 ) (209) F j F = F j F el + F j (210) DIPENDE IN PARTICOLARE DA λ

120 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESTAZIONI DEL TURBOELICA IN VOLO POTENZE, RENDIMENTI, CONSUMO POTENZA DISPONIBILE, GETTO, PROPULSIVA P av ṁ f Q f (211) ( P j = ṁ a η r η mt η t λ h u + u2 e V ) 0 2 (212) 2 P p = FV 0 = F el V 0 + F j V 0 = P p,el + P p,j (213) P p = ṁ a [η p,el η r η mt η t λ h u +(u e V 0 ) V 0 ] (214) RENDIMENTO TERMOD., PROPULS., GLOBALE η th = P j P av ; η p = P p P j ; η o = P p P av = η th η p (215) CONSUMO SPECIFICO EQUIVALENTE: ESFC = ṁf P ax,eq = ṁ f P ax,el + P p,j /0.8 (216)

121 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RENDIMENTO PROPULSIVO DEI MOTORI BASATI SUL CICLO BRAYTON

122 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma EFFETTO DEI PARAMETRI DI PROGETTO SU ESFC E POTENZA SPECIFICA ESFC = ṁf P eq = f P eq /ṁ a (217)

123 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma EFFETTO DEI PARAMETRI DI PROGETTO SUL RENDIMENTO TERMODINAMICO

124 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma EFFETTO DEI PARAMETRI DI PROGETTO SUL RENDIMENTO PROPULSIVO

125 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma EFFETTO DEI PARAMETRI DI PROGETTO SUL RENDIMENTO GLOBALE

126 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RIDUTTORI

127 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma MOMENTI INDOTTI SINCRONIZZAZIONE

128 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TURBOSHAFT (TURBOALBERO) BLADE FLAPPING

129 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma AUXILIARY POWER UNIT (APU)

130 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ESERCIZIO TURBOELICA M 0 = 0.5, T a = 236 K, p a = kpa, β c = 10, T 4 = 1400 K, η d = 0.97, η c = 0.89, η b = 0.99, ɛ b = 0.94, η t = 0.91, η n = 0.97, η mc = η mt = η r = 0.98, η p,el = 0.80, λ = 0.7, P eq = 4000 kw, γ = 1.4, c p =1005 J/(kg K), Q f = 43 MJ/kg PER f 1 E UGELLO ADATTATO DETER- MINARE, ASSUMENDO σ 1 OPPURE CAL- COLATO DALLA (202): τ, τ c, V 0 ; T 2, p 2, p 3, T 3, f, p 4, T 41, p 41, h u, T 5, p 5, u e, P eq /ṁ a, ṁ a, ṁ f, P av, P j, P p, η th, η p, η o, ESFC, F el, F j, F IDENTIFICARE I PUNTI a, 2, 3, 4, 41, 5, 9 SUL PIANO T s

131 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TURBOGETTO SEMPLICE (TJ) LAVORO UTILE CONVERTITO IN ENERGIA CINETICA DEL GETTO SPINTA ANALISI IN CONDIZIONI DI PROGETTO: IN VOLO (CROCIERA OBIETTIVO: MINIMO CONSUMO) A PUNTO FISSO (V 0 =0 DECOLLO OBIETTIVO: MASSIMA SPINTA) Motore anno di D β o F statica TSFC F/w en introduzione in servizio m kn kg/(n h) PW JT3C PW JT4A GE CJ RR Olympus

132 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TURBOGETTO SEMPLICE

133 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma DEFINIZIONE DELLE STAZIONI a. CONDIZIONI AMBIENTE 1. INGRESSO PRESA D ARIA 2. USCITA PRESA ARIA INGRESSO COMPRES. 3. USCITA COMPRES. INGRESSO COMBUSTORE 4. USCITA COMBUSTORE INGRESSO TURBINA 5. USCITA TURBINA INGRESSO UGELLO 7 9. USCITA UGELLO

134 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CICLO TURBOGETTO IN VOLO T V 2 2c p 0a u e 2 2c p a 1 s a 2 compressione adiabatica nella presa d aria; 2 3 compressione adiabatica nel compressore; 3 4 riscaldamento nella camera di combustione; 4 5 espansione adiabatica in turbina; 5 9 espansione adiabatica nell ugello; 9 a raffreddamento isobaro

135 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESA D ARIA T 2 T a ( 1+ γ 1 2 M 2 0 ) (218) p 2 { ε d p 0a ( γ 1 p a 1+η d 2 M 2 0 ) γ γ 1 (219) β d = p 2 p a RAPPORTO COMPRESSIONE PRESA ARIA (220) β d CRESCE SENSIBILMENTE CON M 0

136 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COMPRESSORE β c = p 3 p 2 (221) τ c = β (γ 1)/γ c (222) p 3 = β c p 2 (223) ( T 3 = T 2 1+ τ ) c 1 η c (224) RAPP. DI COMPRES. GLOBALE DEL CICLO β o = β d β c (225)

137 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COMBUSTORE f c p (T 4 T 3 ) η b Q f (226) p 4 = ε b p 3 (227)

138 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TURBINA T 5 T 4 T 3 T 2 η mc η mt (228) p 5 = p 4 ( 1 1 T 5/T 4 η t ) γ γ 1 (229)

139 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma UGELLO h n = h u = h 5 h 9 = c p T 5 1 ( p9 p 5 ) (γ 1)/γ (230) h n = η n h n (231) h n = η n c p T 5 ( ) (γ 1)/γ pa 1 (232) p 5 u e = 2 h n (233)

140 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RIEPILOGO CICLO TURBOGETTO SEMPLICE PRESA ARIA T 2 T 0a ; p 2 { ε d p 0a ( γ 1 p a 1+η d 2 COMPRESSORE p 3 = β c p 2 ; T 3 = T 2 ( M τ c 1 η c COMBUSTORE p 4 = ε b p 3 ; f c p (T 4 T 3 ) η b Q f TURBINA T 5 T 4 T ( 3 T 2 ; p 5 =p T 5/T 4 η mc η mt η t UGELLO u e = 2 h n = 2 η n c p T η n h n = ( pa p 5 ) (γ 1)/γ (234) ) γ γ 1 ) ) γ γ 1

141 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESTAZIONI IN VOLO F ṁ a (u e V 0 ) (235) SPINTA SPECIFICA I a = Ḟ m a u e V 0 (236) POTENZA DISPONIBILE, GETTO, PROPULSIVA P av ṁ f Q f (237) u 2 e P j ṁ V 0 2 a (238) 2 P p = FV 0 (239) RENDIMENTO TERMOD., PROPULS., GLOBALE η th = P j P av ; η p = P p P j ; η o = P p P av = η th η p CONSUMO SPECIFICO DI SPINTA (240) TSFC = { ṁ f F ṁ f F in kg/(n s) 3600 in kg/(n h) (241)

142 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RENDIMENTO TERMODINAMICO M 0 = 2 η th 0.5 M 0 = T 4 =1200 T 4 =1400 T 4 = β c

143 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RENDIMENTO PROPULSIVO M 0 = η p M 0 = 0.8 T 4 =1200 T 4 =1400 T 4 = β c

144 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RENDIMENTO GLOBALE M 0 = 2 η o T 4 =1200 T 4 =1400 T 4 = M 0 = β c

145 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ANALISI IN VOLO: I a IN FUNZIONE DI β c (PARAMETRI T 4 /T a, M) I a ( m/s ) M 0 = 2 M 0 = T 4 =1200 T 4 =1400 T 4 = β c

146 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ANALISI IN VOLO: TSFC IN FUNZIONE DI β c (PARAMETRI T 4 /T a, M) 0.2 TSFC [ kg / (N h) ] T 4 =1200 T 4 =1400 T 4 =1600 M 0 = β c M 0 = 2

147 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ANALISI IN VOLO: OTTIMIZZAZIONE TSFC vs. I a (PARAMETRI β c,t 4 /T a ) 0.15 TSFC [ kg / (N h) ] T β c M 0 = I a (m/s)

148 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ANALISI IN VOLO: OTTIMIZZAZIONE TSFC vs. I a (PARAMETRI β c,t 4 /T a ) 0.15 TSFC [ kg / (N h) ] T M 0 = β c I a (m/s)

149 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma VALORI TIPICI DI RENDIMENTI E PROPRIETÀ Componente Rendimento Rendimento Rendimento Rendimento γ c p Q f Adiabatico Meccanico Combustione Pneumatico J/(kg K) MJ/kg Presa d aria η d = Compressore η c =0.88 η mc = Combustore η b =0.99 ɛ b = Turbina η t =0.90 η mt = Ugello η n = ASSUMEREMO COMUNQUE γ e c p COSTANTI [γ=1.4, c p = 1005 J/(kg K)]

150 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ESERCIZIO TURBOGETTO: IN VOLO M 0 = 0.8, T a = 217 K, p a = 22.7 kpa, β c = 25, T 4 = 1500 K, ɛ d = 0.95, η c = 0.90, η b = 0.99, ɛ b = 0.94, η t = 0.92, η n = 0.98, η mc = η mt = 0.98, γ = 1.4, c p =1005 J/(kg K), Q f = 43 MJ/kg DETERMINARE τ, τ c, V 0, T 2, p 2, p 3, T 3, f, p 4, T 5, p 5, u e, η th, η p, η o, I a, TSFC PER UGELLO ADATTATO IDENTIFICARE I PUNTI 1, 2, 3, 4, 5, 9 SUL PIANO T s PUNTO FISSO: ( Ae ) A t adattato = 1,33 ) VOLO A M 0 = 0,8: ( Ae A t adattato = 1,88

151 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma UGELLI PURAMENTE CONVERGENTI vs. UGELLI CONVERGENTI DIVERGENTI AREA USCITA UGELLO ADATTATO (SEZ. e 9): h n = η n h n = c p (T 5 T 9 ) (242) ( ) (γ 1)/γ T 9 = T 5 1 η pa n 1 (243) ρ 9 = p a A e = A 9 = ṁa (244) RT 9 ρ 9 u e AREA USC. UGELLO( CONVERG. ) (SEZ. t 8): 2 T 8 = T 5 (245) γ +1 p 8 p 5 ( p T 8/T 5 η n ) γ γ 1 (246) ρ 8 = p 8 RT 8 A t = A 8 = ṁa ρ 8 u 8 (247) u 8 = γrt 8 (248) A e A t = ρ 8 u 8 ρ 9 u 9 (249)

152 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COMPORTAMENTO DELLA PRESA D ARIA (SUBSONICA) AL VARIARE DI M 0 ṁ a = ρ a A V 0 (250)

153 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PENALIZZAZIONI A PUNTO FISSO CADUTA DEL 13% PRESSIONE, DELLO 0.5% I a, AUMENTO DEL 5% TSFC RIDUZIONE RAPPORTO DI ESPANSIONE PER UGELLO ADATTATO: ) PUNTO FISSO: ( Ae A t adattato = 1,29 RAPPORTO F adattato =1.017 F convergente CONSIDERARE ANCHE AUMENTO PESO E RESISTENZA AERODINAMICA CAUSATI DAL DIVERGENTE AUMENTO TEMPERATURA AMBIENTE DA 15 o Ca40 o C RIDUCE SPINTA DELL 8%

154 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma QUOTA DI VOLO OTTIMALE vs. M 0

155 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESSIONE DI VAPORE DEL COMBUSTIBILE

156 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TURBOFAN (TF) TURBOGETTO SEMPLICE: BASSO η p NON MIGLIORABILE SE NON A SCAPITO DI η th TURBOFAN SCINDE ORGANO DI PRODUZIONE POTENZA DA ORGANO PROPULSIVO POTENZA ESTRATTA DAL FLUSSO CALDO DA UNA SECONDA TURBINA AZIONA UN FAN (OPERANTE SU ṁ a,1 +ṁ a,2 ) PORTATA SECONDARIA ESPANSA IN UN UGELLO (SEPARATO O COMUNE) TUTTAVIA: PESO MAGGIORE (PER MAGGIORE ṁ a ) RENDIMENTO TERMODINAMICO PIÙ BASSO Motore anno di BPR D β o F statica TSFC F/w eng introduz. in servizio m kn kg/(n h) CFM 56 7B EA GP RR Trent RR Trent XWB GE

157 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RAPPORTO DI BYPASS RAPPORTO DI COMPRESSIONE GLOBALE ṁ a1 PORTATA PRIMARIA BPR = ṁa2 ṁ a1 (251) β o = β d β f β c (252) ṁ a2 PORTATA SECONDARIA β f RAPPORTO DI COMPRESSIONE DEL FAN A VALLE DEL FAN, EVOLUZIONE DIFFERENTE PER LE DUE PORTATE

158 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma FLUSSI SEPARATI FLUSSI ASSOCIATI (O MISCELATI)

159 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma DESIGNAZIONE DELLE STAZIONI: TF A FLUSSI SEPARATI FLUSSO PRIMARIO: a. Condizioni ambiente 1. Ingresso presa d aria (presa dinamica, diffusore) 2. Uscita presa dinamica = ingresso fan 21. Uscita fan = ingresso compressore 3. Uscita compressore = ingresso combustore 4. Uscita combustore = ingresso prima turbina 41. Uscita prima turbina = ingresso seconda turbina 5. Uscita seconda turbina = ingresso ugello 7. Ingresso ugello 8. Gola ugello 9. Uscita ugello FLUSSO SECONDARIO: 13. Uscita fan = ingresso ugello secondario 17. Ingresso ugello secondario 18. Gola ugello secondario 19. Uscita ugello secondario 13 21

160 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma DESIGNAZIONE DELLE STAZIONI: TF A FLUSSI ASSOCIATI FLUSSO PRIMARIO: a. Condizioni all infinito 1. Ingresso presa d aria (presa dinamica, diffusore) 2. Uscita presa dinamica = ingresso fan 21. Uscita fan = ingresso compressore 3. Uscita compressore = ingresso combustore 4. Uscita combustore = ingresso prima turbina 41. Uscita prima turbina = ingresso seconda turbina 5. Uscita seconda turbina = ingresso miscelatore 6. Uscita miscelatore = ingresso ugello 7. Ingresso ugello 8. Gola ugello 9. Uscita ugello FLUSSO SECONDARIO: 13. Uscita fan 13 21

161 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PARAMETRI DI PROGETTO DEL TURBOFAN β c,t 4 ; λ, BPR, β f VINCOLATI DA RELAZIONE: [τ f = β (γ 1)/γ f ] ṁ a,1 η mt,2 η t,2 λ h u = (ṁ a,1 + ṁ a,2 ) c p T 2 τ f 1 η mf η f (253) τ f 1 η mt,2 η t,2 λ h u = (1 + BPR) c p T 2 η mf η f (254) TF A FLUSSI ASSOCIATI: ULTERIORE VINCOLO: p 13 = p 5 (255)

162 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CICLO TF A FLUSSI SEPARATI T (K) V 0 2 2c p a 3 3 u c p s [J/(kgK)] 2 u 9 2c p T (K) V 0 2 2c p 0a 2 a u c p s [J/(kg K)]

163 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI SEPARATI PRESA D ARIA T 2 T a ( 1+ γ 1 2 M 2 0 ) (256) p 2 { ε d p 0a ( γ 1 p a 1+η d 2 M 2 0 ) γ γ 1 (257) β d = p 2 p a RAPPORTO COMPRESSIONE PRESA ARIA (258)

164 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI SEPARATI FAN β f = p 21 p 2 = p 13 p 2 ; τ f = β (γ 1)/γ f (259) p 21 = p 13 = β f p 2 (260) ( T 21 = T 13 = T 2 1+ τ ) f 1 η f (261)

165 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI SEPARATI COMPRESSORE β c = p 3 p 21 ; τ c = β γ 1/γ c (262) p 3 = β c p 21 (263) ( T 3 = T τ ) c 1 η c (264)

166 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI SEPARATI CAMERA DI COMBUSTIONE f c p (T 4 T 3 ) η b Q f (265) p 4 = ε b p 3 (266)

167 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI SEPARATI PRIMA TURBINA (DEL COMPRESSORE) T 41 = T 4 T 3 T 21 η mc η mt,1 (267) p 41 = p 4 ( 1 1 T 41/T 4 η t,1 ) γ γ 1 (268) h u = c p T 41 1 ( pa ) (γ 1)/γ p 41 (269)

168 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI SEPARATI SECONDA TURBINA (DEL FAN) h t,2 = c p (T 41 T 5 ) (270) ṁ a,1 η mt,2 c p (T 41 T 5 ) (ṁ a,1 + ṁ a,2 ) c p T 21 T 2 η mf (271) η mt,2 (T 41 T 5 ) (1 + BPR) T 21 T 2 η mf (272) T 5 T 41 (1 + BPR) T 21 T 2 η mt,2 η mf (273) p 5 = p 41 ( 1 1 T 5/T 41 η t,2 ) γ γ 1 (274) λ = h t,2 h u (275)

169 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI SEPARATI UGELLO PRIMARIO h n,1 = η n,1 c p (T 5 T 9) = η n,1 c p T 5 ( 1 T 9 T 5 ) (276) h n,1 = η n,1 c p T 5 1 ( pa ) (γ 1)/γ p 5 (277) u e,1 = 2 h n,1 (278)

170 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI SEPARATI UGELLO SECONDARIO h n,2 = η n,2 c p (T 17 T 19 ) = η n,2 c p T 17 1 ( pa p 17 )γ 1 γ (279) (T 17 = T 13 ; p 17 = p 13 ) (280) u e,2 = 2 h n,2 (281)

171 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI SEPARATI SPINTA, POTENZE, RENDIMENTI F ṁ a,1 [u e,1 V 0 + BPR (u e,2 V 0 )] (282) [ u 2 e,1 V0 2 P j = ṁ a,1 2 P av ṁ f Q f (283) + BPR ( )] u 2 e,2 V0 2 2 (284) P p = FV 0 (285) η th = P j P av = ( ) u 2 e,1 V BPR u 2 e,2 V fq f (286) η p = P p = 2[u e,1 V 0 + BPR (u e,2 V 0 )] V 0 P j u 2 e,1 V BPR ( u 2 e,2 V ) 0 2 (287) η o = P p P av = η th η p (288)

172 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI SEPARATI SPINTA SPECIFICA E TSFC I a = F ṁ a,1 + ṁ a,2 = F ṁ a,1 (1 + BPR) u e,1 V 0 + BPR (u e,2 V 0 ) 1+BPR (289) TSFC = ṁf F = f u e,1 V 0 + BPR (u e,2 V 0 ) (290) TSFC = f (1 + BPR) I a (291)

173 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI SEPARATI RAPPORTI DI SPINTA, M 0 = F TF /F TJ 1.6 F / m a1 ( m/s ) BPR

174 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI SEPARATI RAPPORTI DI SPINTA, EFFETTO DI β f, M 0 = M 0 = F TF / F TJ β f =1.8 β f =1.6 β f =1.4 1 β f = BPR

175 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI SEPARATI RAPPORTO DI SPINTA PER β f OTTIMO, M 0 =0.8

176 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI SEPARATI RAPPORTO DI SPINTA PER β f,opt vs. T 4, M 0 =0.8

177 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI SEPARATI RAPPORTO DI SPINTA PER β f,opt vs. β c, M 0 =0.8

178 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI SEPARATI RENDIMENTI PER β f,opt, M 0 =0.8

179 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI SEPARATI PRESTAZIONI PER β f,opt, M 0 =0.8

180 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI SEPARATI RAPPORTI DI SPINTA E λ, M 0 =0.8

181 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI SEPARATI RENDIMENTI PER β f,opt, M 0 =2

182 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CICLO TF A FLUSSI ASSOCIATI T (K) V 0 2 2c p 0a 2 2 a s [J/ (kgk)] UGUALE TF FLUSSI SEP. FINO USCITA 1 a TURBINA (41)

183 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI ASSOCIATI SECONDA TURBINA (DEL FAN) TRASFORMAZIONE A RAPPORTO DI PRES- SIONE ASSEGNATO (p 5 = p 13 ) ( h t,2 = c p (T 41 T 5 ) = c p η t,2 T 41 1 T ) 5 = T 41 ) (γ 1)/γ c p η t,2 T 41 1 ( p5 p 41 (292) T 5 = T 41 h t,2 c p (293) η mt,2 (T 41 T 5 ) (1 + BPR) T 21 T 2 η mf (294) BPR = η mt,2 η mf T 41 T 5 T 21 T 2 1 (295) λ = h t,2 h u (296)

184 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TURBOFAN A FLUSSI ASSOCIATI: RELAZIONE TRA β f E BPR β f M 0 =0.8 M 0 = BPR

185 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI ASSOCIATI MISCELATORE ṁ a1 h 5 + ṁ a2 h 13 (ṁ a1 + ṁ a2 ) h 6 (297) T 6 T 5 + BPR T 13 1+BPR (298) p 6 p 5 (299)

186 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI ASSOCIATI UGELLO (UNICO) h n = η n c p (T 6 T 9) = η n c p T 6 ( 1 T 9 T 6 ) (300) h n = η n c p T 6 1 ( pa ) (γ 1)/γ p 6 (301) u e = 2 h n (302)

187 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI ASSOCIATI SPINTA, POTENZE, RENDIMENTI F ṁ a (u e V 0 ) = ṁ a,1 (1 + BPR)(u e V 0 ) (303) P av ṁ f Q f (304) u 2 e P j = ṁ V 0 2 a (305) 2 P p = FV 0 (306) η th = P j = (1 +BPR) u2 e V 0 2 (307) P av 2 fq f η p = P p = 2(u e V 0 ) V 0 P j u 2 e V 0 2 = 2 ν 1+ν (308) η o = P p P av = η th η p (309)

188 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TF A FLUSSI ASSOCIATI SPINTA SPECIFICA E TSFC I a = Ḟ m a u e V 0 (310) TSFC = ṁf F = f (1 + BPR)(u e V 0 ) (311) TSFC = f (1 + BPR) I a (312)

189 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ESERCIZIO TF A FLUSSI SEPARATI M 0 = 0.8, T a = K, p a = 22.7 kpa; BPR=6.1, β f =1.5, β c =20, T 4 =1300 K, η d =0.96, η f =0.90, η c =0.88, η b =0.99, ɛ b =0.95, η t =0.92, η n =0.97, η mf = η mc = η mt =0.98; γ=1.4, c p =1005 J/(kg K), Q f =43 MJ/kg DETERMINARE V 0, τ, τ f, τ c, T 2, p 2, T 21, p 21, T 13, p 13, p 3, T 3, f, p 4, T 41, p 41, T 5, p 5, u e,1, u e,2, η th, η p, η o, I a, TSFC, F 2 /F PER UGELLI ADATTATI IDENTIFICARE I PUNTI a, 2, 21, 3, 4, 41, 5, 9, 13, 19 SUL PIANO T s

190 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ESERCIZIO TF A FLUSSI ASSOCIATI ASSUMENDO ANCORA GLI STESSI VALO- RI DELL ESERCIZIO PRECEDENTE (FATTA ECCEZIONE DEL BPR): DETERMINARE IL VALORE DEL BPR, NON- CHÉ T 5, p 5, T 6, p 6, u 9, η th, η p, η o, I a, TSFC PER UGELLO ADATTATO IDENTIFICARE I PUNTI 5, 6, 9 SUL PIANO T s

191 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CONFRONTO SPINTA TURBOFAN A FLUSSI SEPARATI ED ASSOCIATI PUNTO FISSO, f 1 CONFRONTO TRA I DUE TIPI DI TF, ASSUMENDO STESSI BPR, β f F ass F sep (1 + BPR)u 9,ass u 9,sep + BPRu 19,sep = (1 + BPR) T5 + BPR T 13 T6 (313) T 6 T 5 + BPR T 13 1+BPR (314) F ass F sep (1 + BPR)(T5 + BPR T 13 ) T5 + BPR T 13 (315) T 5 +BPR T 5 +BPR T 13 +BPR 2 T 13 > >T 5 +2BPR T 5 T 13 + BPR 2 T 13 (316) BPR ( T 5 + T 13 2 T 5 T 13 ) > 0 (317) BPR ( T5 T 13 ) 2 > 0 (318)

192 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RAPPORTO SPINTA TF FLUSSI SEPARATI /TJ AL VARIARE DI M 0 A PARITÀ DI PORTATA PRIMARIA, INCREMENTO SPINTA PARTICOLARMENTE FORTE AL DECOLLO

193 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma AVVIAMENTO DEI MOTORI TJ/TF AEREI CIVILI: UNITÀ DI AVVIAMENTO AD ARIA/TURBINA AEREI MILITARI: MOTORE ELETTRICO CARTUCCIA PROP. SOLIDO/TURBINA (UNITÀ DI AVVIAMENTO AD ARIA/TURBINA)

194 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma UNITÀ DI AVVIAMENTO AD ARIA TURBINA (DEDICATA) AZIONATA DA ARIA COMPRESSA DA: COMPRESSORE A TERRA CROSS BLEED APU

195 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma FONTI DI ARIA IN PRESSIONE

196 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma UNITÀ DI AVVIAMENTO A TERRA

197 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RIACCENSIONE IN VOLO

198 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TEMPO DI BREAK EVEN COSTO SVILUPPO NUOVO MOTORE: ALCUNI G$ AZIENDA VA IN PAREGGIO DOPO 25, 35,... ANNI

199 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TURBOGETTO CON POSTBRUCIATORE AFTERBURNING TURBOJET (AB) AUMENTO SPINTA PER UN TEMPO LIMITATO (DECOLLO, SALITA, COMBATTIMENTO) NUMERAZIONE SEZIONI: a Motore anno di BPR F dry/ab TSFC dry/ab ( F w eng introduzione in servizio kn kg/(n h) GE J ; ; ; 4.6 Klimov RD ; ; ; 7.9 Snecma M ; ; ; 8.5 Eurojet EJ ; ; ; 9.2 F135 PW ; ; ; 11.5 Caratteristiche e prestazioni di alcuni motori turbogetto con postbruciatore; dry indica postbruciatore spento, AB acceso. ) dry/ab

200 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RIDUZIONE TEMPI DI SALITA

201 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PROBLEMI ASSOCIATI AL POSTBRUCIATORE STABILIZZAZIONE DELLA FIAMMA PERDITE DI PRESSIONE TOTALE (ɛ b2 BASSO): dp F anno,rayleigh u 2 (319) η b2 BASSO 0.8 (PER CONTENERE LUNGHEZZA E PESO DEL POSTCOMBUSTORE) CHOCKING TERMICO ( UGELLO AD AREA VARIABILE): ṁ = Γ p 07 RT07 A t Γ p 7 RT7 A t

202 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma STABILIZZATORI DI FIAMMA ALTA u NEL POSTCOMBUSTORE BREVE TEMPO DISPONIBILE PER COMBUSTIONE

203 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma UGELLO AD AREA VARIABILE

204 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma POSTBRUCIATORE ṁ f,1 PORTATA COMBUST. IN 1 o COMBUSTORE, ṁ f,2 IN POST COMBUSTORE RAPPORTI COMBUSTIBILE/ARIA: f 1 = ṁf1 ṁ a, f 2 = ṁf2 ṁ a, f tot = ṁf1 + ṁ f2 ṁ a = f 1 + f 2 f 1 1, f 2 1 f 2 c p (T 7 T 6 ) η b2 Q f REND. PNEUMATICO POST COMBUST. (6 5): ɛ b2 = p 7 /p 6 p 7 = ε b2 p 6

205 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SISTEMI DI ACCENSIONE CATALITICO, CANDELA, HOT STREAK

206 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma UGELLO POSTCOMBUSTORE SPENTO: u e = 2c p (T 6 T 9 )= 2η nc p T 6 1 ( pa POSTCOMBUSTORE ACCESO: u e,ab = 2c p (T 7 T 9 )= 2η nc p T 7 1 u e,ab u e p 6 )γ 1 γ ( pa p 7 )γ 1 γ SOTTO (ROZZA) APPROSSIMAZ. p 7 p 6 (ɛ b2 1): T 7 T 7 = F T J,AB T 7 = T 6 T 5 F TJ }{{} A PUNTO FISSO VELOCITÀ D USCITA MOLTO ALTA UNICO MEZZO PER ALTE V 0 η p MOLTO BASSO PER BASSE V 0 (AL PIÙ, UTILIZZABILE AL DECOLLO/SALITA) ṁ =Γ p 7 A t RT7 UGELLO AD AREA VARIABILE T 5

207 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TURBOFAN CON POSTBRUCIATORE INCREMENTO SPINTA FINO AL 70%

208 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RENDIMENTO TERMODINAMICO η th = (Q e1 + Q e2 ) (Q u1 + Q u2 ) Q e1 + Q e2 = = η th,1 Q e1 Q e1 + Q e2 + η th,2 Q e2 Q e1 + Q e2 η th,2 <η th,1 poiché η th =1 1 β (γ 1)/γ e β 2 <β 1 η th <η th,1 Q e2 Q e1 2 1 Q u2 Q u1 Figure 2: Ciclo ideale del turbogetto con postcombustore.

209 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESTAZIONI SOTTO L APPROSSIMAZIONE f tot 1 Rendimento termodin. η th u2 e V f tot Q f Rendimento propulsivo η p 2 ν 1+ν ( ) ue V 0 V0 Rendimento globale η o f tot Q f Spinta specifica I a u e V 0 Consumo specifico TSFC f tot = f tot u e V 0 I a

210 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CONFRONTO PRESTAZIONI CON POSTBRUCIATORE SPENTO/ACCESO TSFC [ kg / (h N) ] TJAB TJ M 0 TSFC TJAB / TSFC TJ I a,tjab / I a,tj M 0

211 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ESERCIZIO: CONFRONTO TURBOGETTO SEMPLICE/POSTBRUCIATORE M 0 =2,T a = K, p a = 22.7 kpa, β c = 10, T 4 = 1400 K, ε d = 0.85, η c = 0.89, η b = 0.99, ε b = 0.94, η t = 0.91, η n = 0.97, η mc = η mt = 0.98, γ = 1.4, c p =1005 J/(kg K), Q f = 43 MJ/kg POSTBRUCIATORE: T 7 = 2000 K, η b2 = 0.80, ε b2 = 0.90 UGELLO ADATTATO DETERMINARE, PER TJ SEMPLICE: τ, τ c, V 0 ; T 2, p 2, p 3, T 3, f 1, p 4, T 5, p 5, u e, η th, η p, η o, I a, TSFC DETERMINARE, PER TJ CON AB: f 2, f tot, p 7, u e, η th, η p, η o, I a, TSFC CALCOLARE I a,ab /I a,t J, TSFC AB /T SF C TJ, A t,ab /A t,t J IDENTIFICARE I PUNTI a, 2, 3, 4, 5, 7, 9 DEL TURBOGETTO CON POSTBRUCIATORE SUL PIANO T s

212 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma INIEZIONE DI ACQUA INIEZIONE D ACQUA PER AUMENTARE ṁ IN PRESA D ARIA O CAMERA DI COMBUST. EVENTUALE AGGIUNTA METANOLO CH 4 O

213 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma STATOREATTORE o AUTOREATTORE (RJ) PRESA D ARIA RALLENTA A M 2 0, 2 0, 3 PER LIMITARE p PER M<2 POCO EFFICIENTE PER BASSO β o =β d PER M 0 > 6 DISSOCIAZIONE, T 3 T 4 F = 0 A PUNTO FISSO MAGGIORE F/w, F/A frontale RISPETTO A TJ T 4 T 7 PIÙ ALTA IMPIEGO FINORA SOLO MILITARE (BOOST CON RAZZI)

214 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma 214 PRESA D ARIA: T 2 = T a (1 + γ CICLO IDEALE M 2 0 ); p 2 = p a (1 + γ 1 2 M 2 0 ) γ γ 1 CAMERA DI COMBUSTIONE (T 3 = T 2, p 3 = p 2 ): T 4 ASSEGNATA, p 4 = p 3, f = c p (T 4 T 3 )/Q f UGELLO (ADATTATO) (T 7 = T 4, p 7 = p 4 ): p 9 = p a, T 9 = T 4 (p a /p 4 ) γ 1 γ = T 4 /(1 + γ 1 p 2 = p a (1+ γ 1 2 M e = M 0 2 M 2 0 ), M0 2) γ γ 1 = p 7 = p 9 (1+ γ 1 Me 2 2 ) γ γ 1 RAPPORTO DI COMPRESSIONE: β o = β d = p 2 p a ( 1+ γ 1 2 M 2 0 ) γ γ 1

215 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CICLO IDEALE RENDIMENTO TERMODINAMICO η th M

216 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma LIMITI DI FUNZIONAMENTO STATOREATTORE A COMBUSTIONE SUBSONICA: PER SUPERARE IL LIMITE SU T max STATOREATTORE A COMBUSTIONE SUPERSONICA (SCRAMJET)

217 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SCRAMJET (SCRJ) SUPERSONIC COMBUSTION RAMJET h 03 = h 0a T 3 = T a 1+ γ 1 2 M γ 1 2 M 2 3 DOVE AD ESEMPIO M 0 = 1.5 T 3 T 0a

218 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SCRAMJET: PROBLEMI BREVISSIMO TEMPO COMBUSTIONE: COMBUSTIBILE: IDROGENO (LH) ρ LH =70 kg/m 3 CONTRO ρ cherosene =800 kg/m 3 SERBATOI VOLUMINOSI, INGOMBRANTI (RESIST. AERODINAM.), ISOLAM. TERMICO RISCALDAMENTO AERODINAMICO VELIVOLO: T superficiale = T 0 = T a (1 + γ 1 M0 2 ) 2 RAFFREDDAMENTO MEDIANTE LH FORMAZIONE ONDE D URTO PER INIEZIONE COMBUSTIBILE CADUTA p 0 RIDUZ. h n

219 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SCRAMJET: u e E PERDITA DI p 0 UGELLO: ENTALPIA TOTALE COSTANTE h 07 = h 09 h 7 + u2 7 2 = h 9 + u2 9 2 (320) TERMINE u 2 7 NON TRASCURABILE u = h 07 h 9 = h n (321) h n DA TOTALE (sez. 7) A STATICA (sez. 9) h n h n = η n h n = c p (T 07 T 9) = c p T 07 ( = c p T 07 u e = u 9 = 1 ( p 9 p 07 ) (γ 1)/γ) 2 η n c p T T 9 T 07 (322) ) (323) ( p 9 p 07 ) (γ 1)/γ) (324)

220 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SCRAMJET: (IM)POSSIBILI SVILUPPI PROPULSORE TRANSATMOSFERICO PER INIEZIONE IN ORBITA (FINO A M 0 =7?, 12?, 25?) PROPULSIONE FASE FINALE A RAZZO LACE (LIQUID AIR COLLECTION ENGINE) ACES (AIR COLLECTION and ENRICHMENT SYSTEM) RICHIEDONO (PESANTI) SCAMBIATORI DI CALORE

221 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CAMPO DI IMPIEGO DEI MOTORI AERONAUTICI

222 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESA D ARIA o PRESA DINAMICA, o DIFFUSORE OBIETTIVI: RALLENTARE IL FLUSSO FINO A M 2 = ( 150 m/s) AUMENTARE LA PRESSIONE CERCANDO DI CONSEGUIRE: FLUSSO UNIFORME AD INGRESSO COMPRES. MINIMO p 0 (ALTO ε d, η d ) MINIMA RESISTENZA ESTERNA MINIMO PESO (LUNGHEZZA) DISTINZIONE: 1. PRESA DINAMICA SUBSONICA 2. PRESA DINAMICA SUPERSONICA

223 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESA DINAMICA SUBSONICA RELAZIONE AREA M PER FLUSSO ISENTROP. CONDOTTO DIVERGENTE PERDITE PER ATTRITO p M 2 L presa EVITARE SEPARAZIONE (PER grad p AVVERSO) ANGOLO SEMIAPERTURA α<10 o GENERALMENTE 5 o <α<7 o α BASSO PRESA LUNGA (PESO, ATTRITO) α ALTO PRESA CORTA, MA RISCHIO SEPARAZ

224 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESA DINAMICA SUBSONICA TURBOFAN

225 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESA DINAMICA SUBSONICA COMPORTAMENTO AL VARIARE DI M 0

226 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESA DINAMICA SUBSONICA TURBOALBERO

227 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESA DINAMICA SUBSONICA: ε d, η d RAPPORTO DI PRESSIONI TOTALI ε d = p 02 p 0a RENDIMENTO ADIABATICO η d = T 2 T a T 2 T a ENTRAMBI DIMINUISCONO CON M 0

228 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESA DINAMICA SUBSONICA MOTORE IN CODA

229 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESA DINAMICA SUPERSONICA 1. PRESA CONVERGENTE DIVERGENTE 2. PRESA AD ONDA D URTO NORMALE (Pitot) 3. PRESA AD ONDE D URTO OBLIQUE A COM- PRESSIONE ESTERNA NECESSARIAMENTE OCCORRE ADOTTARE PRESE CON URTI

230 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESA CONVERGENTE DIVERGENTE RELAZIONE AREA NUMERO DI MACH (PER FLUSSO ISENTROPICO) A/A t γ =1.4 1 / (A/A t ) γ = M M PUÒ FUNZIONARE SOLO A M 0 DI PROGETTO OVERSPEEDING

231 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESA DINAMICA SUPERSONICA AD ONDA D URTO NORMALE PERDITE AUMENTANO FORTEMENTE CON M 0 MAX 1,6

232 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ONDE D URTO OBLIQUE URTO NORMALE CON SOVRAPPOSIZ. COM- PONENTE VELOCITÀ PARALLELA A URTO DEVIAZIONE DIREZIONE VELOCITÀ M 2 A VALLE URTO IN GENERE ANCORA >1 MINORE CADUTA p ATTRAVERSO URTO

233 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESA DINAMICA SUPERSONICA AD ONDE D URTO OBLIQUE MULTIPLE A COMPRESSIONE ESTERNA PER RENDIMENTO OTTIMALE, ONDE D URTO DEVONO CONVERGERE SU LABBRA PRESA AL VARIARE DI M 0 : SPINA MOBILE (PRESE ASSIALSIMMETRICHE) CUNEO MOBILE (PRESE RETTANGOLARI)

234 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESA DINAMICA SUPERSONICA ASSIALSIMMETRICA E RETTANGOLARE ASSIALSIMMETRICA MIGLIOR RENDIMENTO RETTANGOLARE MIGLIOR COMPORTAMENTO PER INCIDENZA E IMBARDATA

235 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESA DINAMICA SUPERSONICA AD ONDE D URTO OBLIQUE A COMPRESSIONE ESTERNA ε d PRESA SUPERSONICA MIGLIORA ALL AU- MENTARE DEL NUMERO DI URTI n, MA......AUMENTANO PERDITE PARTE SUBSONICA Figure 3: (SOLO PERDITA ATTRAVERSO GLI URTI: n OBLIQUI + 1 normale).

236 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESA DINAMICA SUPERSONICA AD ONDE D URTO OBLIQUE: NUMERO OTTIMALE DI URTI OTTIMO: n = 1 FINO A M 0 =2,n = 2 PER 2 <M 0 < 2, 5,...

237 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CONFIGURAZIONI PRESA SINGOLA/DIVISA

238 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CONDOTTO INTERNO PRIMI AVIOGETTI: CONDOTTO SDOPPIATO (AI LATI ABITACOLO), OPPURE PASSANTE SOTTO ABITACOLO

239 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma UGELLO CONVERTE ENERGIA TERMICA IN MECCANICA CERCANDO DI CONSEGUIRE: MASSIMO RENDIMENTO (η n ) MINIMO PESO (LUNGHEZZA) MINIMA RESISTENZA ESTERNA MINIMO RUMORE IN GENERE CRITICO (M t = 1), CON POSSIBILE ECCEZIONE UGELLI SECONDARI TF AL DECOLLO CONFIGURAZIONI: CONVERGENTE (TJ, TF, TP) p 9 >p a LIEVE PERDITA F AD AREA VARIABILE (AB) CONVERGENTE DIVERGENTE (ENDOREATTO

240 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma UGELLI TURBOFAN

241 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma INVERSIONE DELLA SPINTA

242 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma INVERSORI

243 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma INVERSORE DEL GETTO CALDO A CONCHIGLIA

244 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma INVERSORE DEL GETTO CALDO A SECCHIO

245 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma INVERSIONE DEL GETTO FREDDO (1)

246 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma INVERSIONE DEL GETTO FREDDO (2)

247 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma UGELLI ORIENTABILI PER AEREI V/STOL VERTICAL/SHORT TAKE OFF and LANDING F COMPLESSIVA MOTORI PESO VELIVOLO

248 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma UGELLI A DEVIAZIONE DEL FLUSSO PER AEREI V/STOL

249 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma MOTORI ORIENTABILI PER AEREI V/STOL

250 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma THRUST VECTORING PER MANOVRE AEREI COMBATTIMENTO A BASSA V 0

251 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ESPANSIONE ESTERNA UGELLI A SPINA CONICA (L ESPANSIONE CONTINUA ALL ESTERNO DELL UGELLO)

252 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RIDUZIONE DEL RUMORE GRANDE IMPORTANZA ANCHE ECONOMICA UGELLI CHEVRON PER RIDUZIONE RUMORE (PERDITA DI SPINTA LIMITATA A 0,25%)

253 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SILENZIATORI PER TJ

254 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CAMERA DI COMBUSTIONE FINORA VISTA COME SCATOLA NERA (η b, ɛ b ) COMBUSTIONE AVVIENE IN FASE GASSOSA MISCELA GASSOSA DI N COMPONENTI CONCENTRAZIONE ESPRIMIBILE COME X i = n i n FRAZIONE MOLARE (O DI VOLUME) Y i = m i m FRAZIONE DI MASSA PROPRIETÀ MISCELA DA MEDIA PESATA N h = Y i h i c p = i=1 N Y i c p,i i=1 entalpia (per kg) calore specifico (per kg)

255 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma MASSA MOLARE IN FUNZIONE DELLA COMPOSIZIONE M i MASSA MOLARE (PESO MOLECOLARE) M = m n = M = m n = N i=1 n m = N n i i=1 m i = m N i=1 N n i M i i=1 m i M i n = N i=1 = 1 N X i M i i=1 m i /m M i = 1 N i=1 Y i M i Y i = X i M i M ; X i = Y i M M i (325) ARIA: N 2 (X N2 = 78.08%), O 2 (20.95%), Ar (0.934%), CO 2 (0.04%) 79% AZOTO, 21% OSSIGENO 3,76 MOLI DI N 2 PER 1 DI O 2 M aria = 0.21 M O M N2 = = = kg kmol PER L ESATTEZZA kg/kmol

256 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RAPPORTI COMBUSTIBILE/ARIA ARIA/COMBUSTIBILE f = ṁf ṁ a A F = ṁa ṁ f = α

257 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma STECHIOMETRIA DELLA COMBUSTIONE H O 2 H 2 O a C 8 H 18 +b (O N 2 ) c CO 2 +d H 2 O+e N 2 a =1 8 a = c 18 a =2d b =25/2 =12.5 c =8 2 b =2c + d d = b = e e =3.76 (25/2) = 47 C 8 H O N 2 8CO 2 +9 H 2 O+47 N 2 f st = M C8H M O2 +47 M N2 = = RAPPORTO DI EQUIVALENZA: ϕ = f f st = (F/A) (F/A) st = (A/F ) st (A/F ) (326) QUINDI TIPICAMENTE GLOBALMENTE IN CAMERA ϕ =

258 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma DESCRIZIONE DELLA CHIMICA C 10 H O 2 10 CO 2 +11H 2 O+Q R COMBUSTIONE MIXED IS BURNT COMBUSTIONE IN EQUILIBRIO CHIMICO COMBUSTIONE CON CHIMICA A VELOCITÀ FINITA

259 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COMBUSTIONE MIXED IS BURNT PER COMBUSTIONE STECHIOMETRICA: COMBUSTIBILE + OSSIDANTE PRODOTTI PER COMBUSTIONE RICCA (ϕ >1): COMBUSTIBILE + OSSIDANTE PRODOTTI + COMBUSTIBILE PER COMBUSTIONE POVERA (ϕ <1): COMBUSTIBILE + OSSIDANTE PRODOTTI + OSSIDANTE X i = n i N i=1 n, Y i = m i i m = n i M i N i=1 n i M i

260 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COMBUSTIONE IN EQUILIBRIO CHIMICO PRESSIONE PARZIALE DELLA SPECIE i p i = X i p ESEMPIO: H O 2 H 2 O K p,h2 O(T ) = p H2 O p H2 (p O2 ) 1/2 X H2 O X H2 (X O2 ) 1/2 = K p,h 2 O(T ) p 1/2 = K X,H2 O(T,p) CONVERSIONE DEI REAGENTI IN PRODOTTI INCOMPLETA RIMARRANNO SEMPRE PICCOLE QUANTITÀ DI INCOMBUSTI

261 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COMBUSTIONE CON CHIMICA A VELOCITÀ FINITA ρu dy i dx = w i, i = 1, 2,..., N w i = w i (T,ρ,Y j,j =1, 2,..., N), i =1, 2,..., N

262 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CAMERA DI COMBUSTIONE REQUISITI 1. INIEZIONE DEL COMBUSTIBILE LIQUIDO IN ARIA 2. ATOMIZZAZIONE 3. EVAPORAZIONE DELLE GOCCIOLINE 4. MISCELAMENTO VAPORI COMBUSTIBILE/ARIA 5. ACCENSIONE 6. COMPLETAMENTO DELLA REAZIONE

263 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma LIMITI DI INFIAMMABILITÀ IGNITION POSSIBLE p ( k Pa ) IGNITION IMPOSSIBLE ϕ

264 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RIPARTIZIONE DELLA PORTATA D ARIA IN CAMERA ϕ globale 0.3 ACCENSIONE IMPOSSIBILE OCCORRE DIVIDERE ṁ a IN DUE: PORTATA PRIMARIA BRUCIA A ϕ locale 1 PORTATA SECONDARIA DILUISCE PRODOTTI CALDI PER ARRIVARE A T 4 ACCETTABILE

265 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CAMERE TUBOLARI

266 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CAMERE TUBO ANULARI

267 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CAMERE ANULARI

268 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CONFIGURAZIONI SEZIONE TRASVERSALE

269 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESTAZIONI COMPLETEZZA COMBUSTIONE (η b ) BASSE EMISSIONI DI INQUINANTI (NOx, CO, UHC, SOOT) BASSE PERDITE DI PRESSIONE (ɛ b ) DISTRIBUZIONE T USCITA UNIFORME (PATTERN FACTOR) LUNGHEZZA E SEZIONE TRASVERSALE CONTENUTE COMBUSTIONE STABILE ASSENZA DI PROBLEMI DI SPEGNIMENTO AFFIDABILITÀ ADATTAMENTO AD AMPI CAMPI DI T a, p a, ṁ a, ṁ f

270 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma STIMA DELLE PERDITE DI CALORE ATTRAVERSO LE PARETI DELLA CAMERA CAMERA TUBOLARE D = 0.1 m, L = 0.3 m p c = 1 MPa, T c = 1800 K, u = 30 m/s, f = 0.015, R = 287 J/(kg K), Q f = 43 MJ/kg, T 3 = 700 K, T w = 950 K A c AREA TRASVERSALE DELLA CAMERA, A w AREA PARETI (LATERALE) h c COEFF. SCAMBIO TERM. CONVETTIVO, λ CONDUCIBILITÀ TERMICA ρ c = p/(rt c ); µ, λ = f(t ) ṁ a = ρ c A c u, ṁ f = fṁ a = P av = ṁ f Q f P w = h c (T w T 3 )A w POTENZA TERMICA SCAM- BIATA ATTRAVERSO LE PARETI Nu =0.023 Re 0.8 Pr 0.3, Nu = h c D/λ = h c Re , Nu 206, h c 93 W/(m 2 K) P w /P av 0.74 % = COMBUSTIONE ADIABATICA

271 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CRESCITA STORICA DELLA T 4 QUELLE SOPRA SONO T 4 AL DECOLLO; IN CROCIERA CIRCA 300 K PIÙ BASSE (PER TSFC E DURATA)

272 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TURBOMACCHINE CLASSIFICAZIONE: 1. DIREZIONE { DELLO SCAMBIO ENERGETICO: OPERATRICI (L MACCH: s < 0) compres, pompe MOTRICI (L s > 0) turbine 2. DIREZIONE PRINCIPALE DEL FLUSSO: MACCHINE ASSIALI, RADIALI, MISTE 3. MODALITÀ DELLO SCAMBIO ENERGETICO: AD AZIONE: p TUTTO IN STATORE A REAZIONE: p RIPARTITO STAT./ROTORE 4. FLUIDO ELABORATO: COMPRESSIBILE, INCOMPRESSIBILE ASSIALE RADIALE MISTA

273 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma STADIO DI UNA TURBOMACCHINA FORMATO DA UN ROTORE ED UNO STATORE ROTORE Organo rotante in cui avviene lo scambio di energia (dalla macchina al fluido o viceversa); STATORE Organo fisso in cui avviene una trasformazione di energia (da cinetica a termica o viceversa) COMPRESSORI : FINO A STADI (grad p AVVERSO), β i = PER STADIO) TURBINE: 1 4 STADI (grad p FAVOREVOLE) PALA ROTORE = BLADE PALA STATORE = VANE IGV = INLET GUIDE VANE

274 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma EQUAZIONE DI CONSERVAZIONE DEL MOMENTO DELLA QDM u = u a î+u r ˆr+u t ˆt C = d(mu t r) dt FLUSSI STAZIONARI: C = d(mu t r) dt = ṁ (r 2 u t2 r 1 u t1 )

275 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma EQUAZIONE DI EULERO LAVORO PER UNITÀ DI MASSA DEL FLUIDO: L = Cω ṁ = ω (r 2 u t2 r 1 u t1 ) = U 2 u t2 U 1 u t1 U = ωr VELOCITÀ TANGENZ. DEL ROTORE AL RAGGIO r (NON DEL FLUIDO) EQ. EULERO PONE IN RELAZIONE IL LAVORO CON LA GEOMETRIA DELLE PALETTE TURBINE: AREE DI FLUSSO DECRESCENTI COMPRESSORI: AREE DI FLUSSO CRESCENTI IGV (PRERUOTA): DÀ ESPANSIONE MACCH. RADIALI: r 2 r 1 L radiali L assiali

276 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TRIANGOLI DI VELOCITÀ TAGLIAMO LE PALETTE CON UNA SUPER- FICIE CILINDRICA COASSIALE STENDIAMO IN PIANO ANGOLO INCIDENZA 2 o 4 o VELOCITÀ SOSTANZIALMENTE PARALLELE A DIREZIONE BORDO ENTRATA E USCITA VELOCITÀ ASSOLUTE PER STATORE, RELATIVE (ALLA PALA) PER ROTORE

277 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma INTERESEZIONE SUPERFICIE CILINDRICA CON LE PALETTE

278 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TRIANGOLI DI VELOCITÀ: COMPRESSORE (ASSIALE) u VEL. ASSOLUTA, w RELATIVA, U PALETTE

279 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COMPRESSORE (ASSIALE): INLET GUIDE VANES (PRERUOTA) NELLE IGV SI HA ESPANSIONE

280 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TRIANGOLI DI VELOCITÀ: TURBINA (ASSIALE)

281 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SVERGOLAMENTO DELLE PALE U = ω r CRESCE DA RADICE A ESTREMITÀ DELLA PALA

282 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma FAN (STADIO SINGOLO): OUTLET GUIDE VANES PER RIPORTARE LA VELOCITÀ ASSOLUTA IN USCITA IN DIREZIONE ASSIALE

283 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma WOBBLY BALL o SPINNER SPIRAL MONITO PER IL PERSONALE DI TERRA

284 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma MACCHINE PLURISTADIO 4 STADI, STESSO RENDIM. DI STADIO η st = h i h i η c,tot = h tot (327) h tot = h i MA h tot < h i (328) h tot i i RENDIM. COMPRES. DECRESCE CON β c OPPOSTO PER TURBINA PERCHÉ η t,tot = h tot h tot

285 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RENDIMENTI DI COMPRESSORE E TURBINA PLURISTADIO COMPRESSORE η c η st = β c η t η st = β t TURBINA GENERALMENTE η t >η c

286 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COMPRESSORI CENTRIFUGHI ALTO β c,i PER STADIO (FINO AD 8) MENO COSTOSI GRANDE AREA FRONTALE ADOTTATI SOLO IN PICCOLI MOTORI

287 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COMPRESSORI ASSIALI SINGLE e TWIN SPOOL

288 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COMPRESSORI ASSIALI TRIPLE SPOOL PER ALTO β c COMPLESSIVO PALETTE ULTIMO STADIO MOLTO CORTE PERDITE ALLE ESTREMITÀ

289 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COMPRESSORI ASSIALI PALE STATORE ORIENTABILI

290 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TURBINE ASSIALI SEZIONE LONGITUDINALE

291 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma BLISKS E BLINGS

292 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PALE FAN

293 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TURBINE ASSIALI SINGLE SPOOL

294 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TURBINE ASSIALI TWIN SPOOL

295 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TURBINE ASSIALI TRIPLE SPOOL

296 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TURBINE: p, T

297 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma MATERIALI

298 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SPOOLS

299 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma VELOCITÀ DI ROTAZIONE

300 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TURBINE ASSIALI RAFFREDDAMENTO PALE

301 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TURBINE ASSIALI RAFFREDDAMENTO PALE

302 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma GRADO DI REAZIONE R = h rotore h stadio R = 0 Macchina ad Azione: Rotore: R = h rot =0, T rot =0, p rot =0 0 < R < 1 Macchina a Reazione: h, T, p 0 sia in statore che rotore PRESTAZIONI OTTIME PER R =0, 5 TUTTAVIA, MACCHINE AD AZIONE (PER TURBINE): ELABORANO UN MAGGIORE LAVORO PER STADIO (PIÙ LEGGERE) TUTTO IL T ELABORATO NELLO STATORE (T INGRESSO ROTORE PIÙ BASSA)

303 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TURBINE ASSIALI AZIONE/REAZIONE

304 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TURBINE ASSIALI REAZIONE/AZIONE

305 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma REQUISITI PROPULSIVI DI UN AEROPLANO DETERMINARE SPINTA F RICHIESTA NELLE DIVERSE CONDIZIONI OPERATIVE RAPPORTARLA ALLA SPINTA STATICA F 00 (z =0,V 0 =0, MANETTA 100%) F ṁ a (u e V 0 ) (329) IN VOLO F<F 00 A CAUSA DI: TERMINE SOTTRATTIVO V 0 ; MINORE ρ a ṁ a ; MINORE T 4 MANETTA:%DIṁ f RISPETTO AL VALORE CHE DÀ LAT 4,max 1. DECOLLO: 100% PER 0.7 min (42 s); 2. FASE SALITA INIZ. (fino 900 m): 85% (2.2 min); 3. SUCCESSIVA SALITA: PROGRESSIV. RIDOTTA 4. CROCIERA: 65%

306 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma THRUST RATIO TR = F/F 00 Figure 4: BPR = 4.5 BPR =6

307 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SPECIFIC AIR RANGE V 0 SAR = TSFC F = V 0 TSFC L D 1 W = a M 0 TSFC L D 1 W (330) DIPENDENZA CRUCIALE DA L/D COMPONENTI RESISTENZA AERODIN. D: VISCOSA INDOTTA ONDA SAR = SAR(z, M 0 ) (331)

308 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SAR(z, M 0 ) LINEE AEREE VOLANO A M 0 >M 0,opt PER AUMENTARE PRODUTTIVITÀ RIDUZ. 1% SAR AUMENTO 4 5 % V 0 z LIMITATA DA PESO ALI, IMPENNAGGI, MOTORI, CABINA ( p CON AMBIENTE)

309 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SPINTA RICHIESTA IN CROCIERA F = D = L L/D = W L/D (332) CORRISPONDENTE SPINTA STATICA: F 00 = F TR(M 0,z) (333)

310 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SPINTA RICHIESTA IN SALITA F = W L/D + W sin γ (334) γ ANGOLO DI SALITA F 00 = F TR(M 0,z) (335) F CLIMB >F CRUISE

311 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SPINTA RICHIESTA AL DECOLLO CON TUTTI MOTORI OPERATIVI V LOF = 1.1 V stall (336) W = C L,max ρv 2 stall 2 S wing V stall (337) LUNGHEZZA DI PISTA F

312 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SPINTA RICHIESTA AL DECOLLO IN CONDIZIONI OEI ONE ENGINE INOPERATIVE SE AVARIA AVVIENE A { V < V1 DECOLLO ABORTITO V > V 1 DECOLLO CONTINUATO N 1 MOTORI DEVONO FORNIRE SPINTA DI N ECCESSO DI SPINTA N N 1 1= 100% bimot. 50% trimot. 33% quadrimot.

313 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma VOLO IN CONDIZIONI OEI

314 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma NUMERO DI MOTORI, ETOPS (1/2) 1945: AEREI 2 e 3 MOTORI: 45 min 1953: AEREI 2 e 3 MOTORI: 60 min 1963: AEREI 3 MOTORI: 90 min 1985: AEREI 2 MOTORI: 120 min 1988: AEREI 2 MOTORI: 180 min ORIGINARIAMENTE EXTENDED TWIN ENGINE OP- ERATION POI EXTENDED OPERATIONS UFFICIOSAMENTE ENGINES TURN OR PASSEN- GERS SWIM

315 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma 315 numero spinta complessiva spinta da installare spinta del motori in condizioni normali per tener conto di OEI singolo motore (4/3) / (3/2) 100 = /3 = (2/1) 100 = /2 = NUMERO DI MOTORI, ETOPS (2/2) 2 MOTORI MINORE MANUTENZIONE 3 MOTORI (ANNI 60 70, PRESUNTO MIGLIOR COMPROMESSO PER AFFIDABILITÀ, 90 min) 4 MOTORI MINORE ALTEZZA DA TERRA PER AEREI MOLTO GRANDI

316 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma POSIZIONE DEI MOTORI: PRO E CONTRO SULL ALA SOLLIEVO MOMENTO FLESSION. ALA E FUSOLIERA PIÙ LEGGERE PIÙ INTESO RUMORE IN CABINA IN CODA MAGGIORE SPAZIO DA TERRA (UNICA OPZIONE PER A/C < 50 pax) MIGLIORE AERODINAMICA ALI LINEE COMBUST. PIÙ LUNGHE CENTRO GRAVITÀ PIÙ IN CODA MINORE BRACCIO TIMONI RIBALTAMENTO MINORE IMBARDATA PER OEI TIMONE PIÙ PICCOLO (MINOR PESO/RESISTENZA) ATTERRAG. EMERG. PIÙ SICURO PERICOLO FRAMMENTI CALDI IN CASO ATTERRAGGIO CRASH

317 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma WING MOUNTED vs. REAR MOUNTED

318 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CODA A T

319 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma MOTORI VOLUMETRICI A COMBUSTIONE INTERNA PREFERIBILI PER P 300 kw PER MINORE COSTO RISPETTO TP, MA... MAGGIORI COSTI DI MANUTENZIONE TUTTI MOTORI SVILUPPATI ANNI 1950/60 UTILIZZANO BENZINA AVIO, MOLTO COSTOSA ANTIDETONANTE: PIOMBO TETRAETILE CLASSIFICAZIONE: * AD ACCENSIONE COMANDATA (Otto): COMBUSTIONE A V=cost * AD ACCENSIONE SPONTANEA (Diesel): COMBUSTIONE A p=cost # CICLO A 2 TEMPI # CICLO A 4 TEMPI + RAFFREDDAMENTO AD ARIA + RAFFREDDAMENTO AD ACQUA

320 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma REQUISITI SPECIFICI DEI MOTORI AERONAUTICI LEGGEREZZA, ALTO RAPPORTO P/m eng INDIPENDENZA DA QUOTA VOLO BASSO INGOMBRO FRONTALE SICUREZZA (2 CANDELE PER CILINDRO) BENZINA AD ALTO POTERE ANTIDETO- NANTE E BASSA p vap

321 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma DEFINIZIONI Valvole Testa Candela c PMS PMI d Punto morto superiore (PMS) Punto morto inferiore (PMI) Volume totale del cilindro V 1 Volume della camera di combustione V 2 Rapporto di compressione volumetrico r = V 1 /V 2 Corsa (stroke) Diametro o alesaggio (bore) N Numero di cilindri Cilindrata V c = (V 1 V 2 ) N

322 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma MECCANISMO BIELLA MANOVELLA ALBERO A GOMITI

323 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma FASCE ELASTICHE ALBERO A CAMME

324 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RELAZIONI GENERALI m m =ρ 1 V c MASSA MISCELA NEL/I CILINDRO/I = m a + m f α = m a /m f α st 15, m m /m f = α +1 η th = L u Q in L u = η th Q in = η thm f Q f m m = η thq f α +1 m m L u LAVORO UTILE PER CICLO n/(2 60) N. CICLI AL SECONDO P u = m m L u 2 60/n = ρ 1 V c η th Q f n 2 60 (α +1) SFC = ṁf P u = m f m m L u = 1 η th Q f

325 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma 325 EQ. ENERGIA: 15.7 ANALISI DEL CICLO e = Q L L LAVORO DI PRESSIONE EQ. ISENTR.: Tv γ 1 = cost, OPP. pv γ = cost CONVIENE STUDIARE IL CICLO SUI PIANI p v (PRESSIONE VOLUME SPECIFICO) OPPURE p V (PRESSIONE VOLUME INDICATO) v V A VALVOLE CHIUSE L = pdv PER TRASFORMAZ. REVERSIBILI

326 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CICLO OTTO IDEALE (1) TEMPO FASE MOTO VALVOLE o ASPIRAZ. ASPIRAZ. PMS PMI APERTA o COMPRES. PMI PMS CHIUSE L comp = 2 1 pdv 2 3 COMBUST. V = cost CHIUSE Q in = 3 2 c v dt o ESPANS. PMS PMI CHIUSE L esp = 4 3 pdv SCARICO 4 1 SCARICO V = cost APERTA Q out = 1 4 c v dt o SCARICO ESPULS. PMI PMS APERTA

327 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CICLO OTTO IDEALE (2) RENDIMENTO: η th,id = L u = Q in Q out Q in Q in =1 Q out =1 c v(t 4 T 1 ) Q in c v (T 3 T 2 ) =1 T 1(T 4 /T 1 1) T 2 (T 3 /T 2 1) ISENTROPICA: T 1 v γ 1 1 = T 2 v γ 1 2 T 4 v γ 1 1 = T 3 v γ 1 2 Tv γ 1 = cost } T 4 = T 3 T 1 T 2 η th,id =1 T 1 T 2 =1 ( v2 v 1 ) γ 1 =1 ( V2 V 1 ) γ 1 =1 1 r γ 1 1 η th,id γ CRESCE INDEFINITAMENTE CON r r

328 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CICLO OTTO IDEALE (3) L u,id = η th,id Q in = η th,id m f Q f m m = η th,id Q f α +1 LIMITI: P u,id = m m L u,id 2 60/n = ρ 1 V c η th,id Q f n 2 60 (α +1) SFC id = ṁf P u,id = m f m m L u,id = 1 η th,id Q f p max NEL CILINDRO (PESO) DETONAZIONE (PER r>10) VEL. MEDIA PISTONE ū = 2nc < 15 m/s 60 VELOCITÀ DI ROTAZIONE DELL ELICA (RIDUTTORE) n rpm

329 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CICLO OTTO REALE (1) ASPIRAZ.: PERDITE DI CARICO (p asp <p a ) COMPRES.: NÉ ADIABATICA NÉ ISENTROPICA COMBUSTIONE: NON ISTANTANEA ESPANS.: NÉ ADIABATICA NÉ ISENTROPICA ESPULSIONE: PERDITE DI CARICO (p scar >p a )

330 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CICLO OTTO REALE (2) RENDIMENTO REALE η ind = L u,ind /L u,id RENDIMENTO DI COMBUSTIONE η b RENDIMENTO ORGANICO (O MECCANICO) η m (ACCESSORI, ATTRITO) RENDIMENTO VOLUMETRICO: λ v = m m,r m m,id = ρ 1V c ρ a V c = ρ 1 ρ a < 1 L u,ind = η ind L u,id = η ind η th,id Q in = η ind η th,id Q f α +1 L u,r = η m L u,ind η th = η m η b η ind η th,id (338) P u,r = ρ 1 V c η m η ind η th,id η b Q f n 2 60 (α +1) SFC = = ṁf P u,r = m f = m m L u,r 1 = η m η ind η th,id η b Q f = ρ a V c λ v η th Q f n 2 60 (α +1) 1 (α +1)L u,r = (339) 1 η th Q f (340)

331 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COMPORTAMENTO IN QUOTA ρ a DIMINUISCE CON QUOTA z MOTORI SOVRALIMENTATI: SOVRALIMENTAZIONE MECCANICA (SUPERCHARGING) SOVRALIMENTAZ CON TURBOCOMPRESSORE (TURBOCHARGING)

332 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RAFFREDDAMENTO RAFFREDDAMENTO AD ARIA: VANTAGGI: LEGGERO, SEMPLICE, MANU- TENZIONE RIDOTTA, NO CONGELAMENTO SVANTAGGI: DIMENSIONAMENTO ED ORIEN- TAMENTO ALETTE, INGOMBRO FRONTALE RAFFREDDAMENTO A LIQUIDO: VANTAGGI: RAFFREDDAMENTO PIÙ UNI- FORME, r MAGGIORI, PIÙ COMPATTO SVANTAGGI: PESO, CIRCUITO, RADIATORE, CONGELAMENTO

333 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma BILANCIAMENTO STATICO E DINAMICO IL BARICENTRO DEVE TROVARSI SULL ASSE DI ROTAZIONE ASSE DI ROTAZIONE DEVE COINCIDERE CON UNO DEGLI ASSI PRINCIPALI D INERZIA

334 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CONFIGURAZIONI E SEQUENZA DI ACCENSIONE MOTORI RADIALI (STELLARI) MOTORI A CILINDRI CONTRAPPOSTI (BOXER) Figure 5: SEQUENZA DI ACCENSIONE Figure 6: SEQUENZA DI ACCENSIONE SEQUENZA DEVE CONTENERE VIBRAZIONI, ASSICURARE BILANCIAMENTO, DARE C cost

335 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma MOTORI DIESEL MINOR SFC, MA MINOR RAPPORTO P/m eng BRUCIANO GASOLIO (o Jet A), MENO COSTOSO E PIÙ DISPONIBILE

336 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESTAZIONI Propulsore SFC, ESFC P/m eng P/A eng kg /(kw h) kw/kg kw/m 2 Motoelica (Otto) Motoelica (Diesel) Turboelica

337 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma REQUISITI DELLE MISSIONI SPAZIALI MASSA PROPELLENTI >80% STRETTO ACCOPPIAMENTO TRA PROGETTO LANCIATORE E SISTEMA PROPULSIVO ALTO COSTO IMMISSIONE IN ORBITA: LEO(LOW EARTH ORBIT) GEO(GEOSTATIONARY EQUATORIAL ORBIT) COSTO GEO COSTO LEO (5 10)

338 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COSTO CONTRO NAZIONALITÀ ALTO COSTO ASSICURAZIONE ( 1/3)

339 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RIPARTIZIONE COSTI LANCIATORI SISTEMA PROPULSIVO DOMINANTE PIÙ COSTI LANCIO, TRACKING,...

340 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma MOTIVAZIONI USO ENDOREATTORE MISSIONI SPAZIALI RICHIEDONO: ALTISSIME VELOCITÀ OPERAZIONE FUORI ATMOSFERA ESOREATTORE F ṁ a (u e V 0 ) ENDOREATTORE F = ṁu e + A e (p e p a ) SPINTA ESOREATTORE LIMITATA DA u e V 0 SPINTA ENDOREATTORE INDIP. DA V 0 SI PUÒ RAGGIUNGERE QUALSIASI V 0

341 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma VELOCITÀ DI ORBITAZIONE CIRCOLARE m MASSA SATELLITE M T MASSA TERRA G COST. DI GRAVITAZ. UNIVERSALE r RAGGIO ORBITA µ T COST. POTENZ. SORGENTE TERRA mv 2 r = G mm T r 2 (341) m3 14 µ T = GM T = v c = µ T r s 2 (342) (343) PER ORBITA A h=0 r = R T,equat v c = = 7905 m s (344) PER ORBITA A h=200 km v c 7800 m/s v IDEALE

342 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ANALISI DI MISSIONE OBIETTIVI: COME APPLICARE GLI IMPULSI PROPULSIVI.. AL COSTO MINIMO (IN TERMINI DI v)

343 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma DEFINIZIONE MASSE DEL LANCIATORE m pl MASSA CARICO UTILE o PAYLOAD m p MASSA DEL PROPELLENTE m s MASSA STRUTTURALE o INERTE m 0 MASSA INIZIALE DEL LANCIATORE m f MASSA FINALE DEL LANCIATORE m 0 = m pl + m p + m s (345) m f = m pl + m s (346) m f = m 0 m p (347)

344 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma DEFINIZIONE RAPPORTI DI MASSA MASS RATIO (FINALE/INIZIALE) MR = m f m 0 (348) RAPPORTO DI CARICO UTILE: λ = m pl (349) m 0 COEFFICIENTE STRUTTURALE m s κ s = (350) m p + m s m s = κ s 1 κ s m p (351)

345 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma EQUAZIONE DI TSIOLKOVSKY LEGA MASSA PROPELLENTE AL v RICHIESTO HP: 1. SPINTA F UNICA FORZA AGENTE SU RAZZ 2. SPINTA AGENTE IN DIREZ. VELOCITÀ 3. VELOCITÀ EQUIVALENTE u eq = F/ṁ=cost Fe = d q SU ASSE MOTO Fe = dq dt dt mv = (m + dm)(v + dv)+( dm)(v u (352) eq ) (353) dv = u eq dm m (354) v = u eq log e m 0 m f (355) m p = m 0 m f (356)

346 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CONSEGUENZE EQ. TSIOLKOVSKY v/u eq INCREMENTO DI VELOCITÀ RIDOTTO MR = exp ( v ) u eq (357) v = u eq log e m 0 m f = u eq log e MR (358)

347 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma LIMITI EQ. TSIOLKOVSKY E LORO SUPERAMENTO RICAVATA SOTTO HP F UNICA FORZA AGENTE, IN DIREZ. VELOCITÀ IN REALTÀ AGISCONO FORZA PESO E RESISTENZA AERODINAMICA F NON ALLINEATA CON v IN FASE SALITA PERDITE PROPULSIVE v losses v reale = v ideale v losses (359) DEFINIAMO UN v EFFICACE v eff = v ideale + v losses (360) UTILIZZIAMO EQ. TSIOLKOVSKY CON v eff v losses DIPENDE DA TRAIETTORIA, MA ABBASTANZA BEN IDENTIFICATO: ES. LANCIO IN LEO v losses = m/s v LEO 9500 m/s SI POSSONO RECUPERARE FINO A 465 m/s PER LANCIO DA BASE EQUAT. VERSO EST u eq NON COSTANTE, SPECIE PRIMO STADIO E SATELLITI A BLOWDOWN

348 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma REQUISITI DI ALCUNE MISSIONI missili balistici intercontinentali (ICBM) 8000 m/s orbita circolare bassa (LEO) 9000 m/s fuga da gravità Terra; impatto Luna m/s orbita equatoriale geostazionaria (GEO) m/s atterraggio morbido sulla Luna m/s andata e ritorno dalla Luna m/s andata e ritorno da Venere e Marte da m/s a m/s compensazione perturbazioni orbitali 50 m/s OBIETTIVO SISTEMA PROPULSIVO: FORNIRE INCREMENTO DI VELOCITÀ v anno

349 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RAPPORTO DI MASSA IN FUNZ. v RIDOTTO MA QUELLO CHE INTERESSA ÈIL RAPPORTO DI CARICO UTILE λ = m pl /m 0

350 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RAPPORTO DI CARICO UTILE λ = m pl m 0 = m f m s MR = exp ( v ) u eq m 0 ; m s = = MR m s m 0 (361) κ s 1 κ s m p (362) VORREMMO ALTA u eq E BASSO κ s, MA...

351 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma STADIAZIONE IN TANDEM IN PARALLELO

352 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma STADIAZIONE IN TANDEM STADI E SOTTORAZZI MR i = m fi /m 0i ; λ i = m pl,i /m 0i MR i, λ i RELATIVI AI SOTTORAZZI u eq,i, κ s,i RELATIVI AGLI STADI ACCELERAZIONE FINALE CONTENUTA

353 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RAPPORTO DI CARICO UTILE λ i DEL SINGOLO SOTTORAZZO MR i = m fi m 0i = m 0i m pi m 0i =1 m pi m 0i ; m pi m 0i =1 MR i (363) m si = κ si m pi m si + m pi = 1 m pi 1 κ si 1 κ si (364) λ i = m pl,i = m 0i (m pi + m si ) =1 1 m pi = m 0i m 0i 1 κ si m 0i =1 1 MR i 1 κ si =1 1 exp( v i/u eq,i ) 1 κ si (365)

354 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma INCREMENTO DI VELOCITÀ DEL SINGOLO SOTTORAZZO MR i = λ i (1 κ si )+κ si (366) v i = u eq,i log [λ i (1 κ si )+κ si ] (367)

355 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma INCREMENTO DI VELOCITÀ E RAPPORTO DI CARICO UTILE DELL INTERO LANCIATORE N N v = v i = u eq,i log [λ i (1 κ si )+κ si ] i=1 i=1 λ = (368) N λ i (369) i=1 λ = m pl m 0 = m pl,3 m 01 = m pl,1 m 01 m pl,2 m 02 m pl,3 m 03 (370)

356 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RIPARTIZIONE DELL INCREMENTO DI VELOCITÀ TRA GLI N SOTTORAZZI v 2 = v v 1 λ = λ 1 λ 2 = { 1 1 exp( v }{ 1/u eq ) 1 1 exp [ ( v v } 1)/u eq ] 1 κ s 1 κ s = = = 1 (1 κ s ) { κ 2 s + exp( v 1 /u eq )}{ κ s + exp [ ( v v 1 )/u eq ]} = { ( 1 κ 2 (1 κ s ) 2 s + exp v ) [ ( κ s exp v ) ( 1 + exp v v )]} 1 u eq u eq u eq DERIVANDO RISPETTO v 1 : dλ d v 1 = κ s (1 κ s ) 2 [ ( 1 exp v ) 1 u eq u eq (371) 1 ( exp v v )] 1 u eq u eq (372) DERIV.=0 v 1 = v/2, MR 1 = MR 2, λ 1 = λ 2 v i = v N (373) STRETTAMENTE VALIDO PER u eq,i UGUALI PER TUTTI GLI STADI E κ s,i

357 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma VARIAZ. RAPPORTO DI CARICO UTILE AL VARIARE DELLA RIPARTIZIONE DEL v λ v 1 / v

358 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma FAMIGLIE DI LANCIATORI RIPARTIZIONE DEL v NON OTTIMALE MA MINORI COSTI DI SVILUPPO

359 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma TRADE OFF TRA COSTI DI SVILUPPO E COSTI DI PRODUZIONE A. MAX COSTI SVILUPPO, MIN. COSTI PRODUZ. B. MIN. COSTI SVILUPPO, MAX COSTI PRODUZ. C. COSTI SVILUPPO E PRODUZ. INTERMEDI SCELTA DIPENDE DA n. UNITÀ DA PRODURRE

360 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COSTO DI UN LANCIATORE RICORRENTI (PRODUZIONE) COSTI: NON RICORRENTI (SVILUPPO) IN PRIMA APPROSSIMAZIONE: COSTO PRODUZ. DI UNO STADIO m stadio,i COSTO SVILUPPO INDIP. DA m stadio,i PONIAMO c produz,i = a m stadio,i, c svil,i = c sv n NUMERO UNITÀ PRODOTTE COSTO UNITARIO DEL LANCIATORE: N c = c produz,i + N c sv = n i=1 a N i=1 m stadio,i + N c sv n MA PIÙ ESATTAMENTE: c produz,i = a m dry,i a m 0 + N c sv n MEGLIO c produz,i = a (m dry,i ) b, es. b =0.7 a DIPENDE FORTEMENTE DALLA SOLUZ. PROPULSIVA ADOTTATA (NON È DETTO CHE COSTO DIMINUISCA CON m)

361 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma MINIMIZZAZIONE COSTI MAGGIORE ACCELERAZIONE INIZIALE MINORI PERDITE GRAVITAZIONALI MA AUMENTA MASSA MOTORI (COSTOSI)

362 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RAPPORTO DI CARICO UTILE λ DEL LANCIATORE A N STADI N LIMITATO PER COSTI, AFFIDABILITÀ N PIÙ ALTO PER MISSIONI AD ALTO v; SI PUNTA ANCHE A u eq ELEVATE

363 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma VALUTAZIONE PIÙ ACCURATA DELLE MASSE STRUTTURALI SCOMPONIAMO m si IN MASSA SERBATOI m ti PIÙ MASSA MOTORE m ei m si = m ti + m ei (374) m ti = κ ti m pi (375) m ei = 1 g 0 F i (F/w) eng (376) OLTRE UN CERTO VALORE DI N, λ DIMINUISCE, E IN PARTICOLARE... MASSA DRY TENDE AD AUMENTARE COSTI

364 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RAPPORTI F/w eng PER MOTORI A BIPROPELLENTE LIQUIDO BOOSTERS (ALTA F A LIVELLO SUOLO) MOTORI OPERANTI NEL VUOTO

365 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RAPPORTI F/w eng PER MOTORI A MONOPROPELLENTE LIQUIDO (PER SATELLITI)

366 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ESTENSIONE A STADIAZIONE IN PARALLELO cs CORE STAGE m s,cs ; m p,cs et EXT. TANK (k SERBATOI, CIASC. m s,et ; m p,et ) u eq,1 = u eq,2 = u eq ( OVVIO) (377) κ s,1 = km s,et k (m s,et + m p,et ) ; κ s,2 = m s,cs m s,cs + m p,cs (378) ELEVATE ACCELERAZIONI FINALI MINORI PERDITE GRAVITAZIONALI GRANDE SEZIONE TRAVERSALE RESIST. AERODIN. SI USANO STESSE FORMULE STADIAZ. TANDEM

367 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ESTENSIONE A STADIAZIONE MISTA CON STRAP ON BOOSTERS CORE STAGE+k STRAP ON BOOSTERS (sob) TEMPO ACCENSIONE sob MINORE DI cs MASSA PROP. cs: m p,cs = m p,cs + m p,cs κ s,1 = u eq,1 = F cs + kf sob ṁ cs + k ṁ sob (379) km s,sob m p,cs + k (m s,sob + m p,sob ) (380) u eq,2 = F cs ṁ cs ; κ s,2 = m s,cs m s,cs + m p,cs (381) MOLTO USATA PER RELATIVA FACILITÀ PROGETTAZ. GRANDI BOOSTERS A SOLIDO ACCELERAZIONE FINALE CONTENUTA

368 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma DISTACCO SCUDO TERMICO (HEAT SHIELD o FAIRING) PROTEGGE PAYLOAD DA CARICHI TERMICI E DINAMICI RILASCIATO a km QUOTA INOLTRE, DISTACCO INTERSTADI

369 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma MARGINI DI PROPELLENTE PROPELLENTI LIQUIDI: * FINO A 3 4% INTRAPPOLATO NELLE LINEE * 1% NON UTILIZZABILE (RAPPORTO OSSID./COMBUST. NON NOMINALE) * 0.8% RISERVA PROPELLENTI SOLIDI: * 1% RESIDUO INCOMBUSTO (SLIVER) * 0.8% RISERVA

370 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma λ PER MISSIONI LEO SOTTO DIVERSE IPOTESI PROPULSIVE

371 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma λ PER MISSIONI GEO SOTTO DIVERSE IPOTESI PROPULSIVE

372 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ESERCIZIO STADIAZIONE MANOVRA: v=4000 m/s PROPULSORE: u eq =3000 m/s, κ s =0.15, RAPPORTO O/F = 1.6 MASSA INIZIALE m 0 = kg CALCOLARE, PER N=1: m pl, m s, m p m fu e m ox RIPETERE IL CALCOLO PER N=2 (PER RIPARTIZIONE OTTIMA DEL v) CONFRONTARE I RAPPORTI DI CARICO UTILE λ NEI DUE CASI

373 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ENDOREATTORI TERMICI CONVERSIONE DI ENERGIA TERMICA IN CINETICA NELL UGELLO 1=serbatoio 1=serbatoio 2=alimentazione 1=contenitore =serbatoio propellente 2=scambiatore di calore 3=alimentazione 4=ugello 5=raffreddamento 3=camera combustione propellente 4=ugello 5=protezioni termiche 3=camera combustione 4=ugello PROP. LIQUIDI PROP. SOLIDI ELETTROTERMICI TERMICI SOLARI TERMICI NUCLEARI

374 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma 374 HP: 17.2 UGELLO IDEALE FLUIDO CALORIC. E TERMIC. PERFETTO, INERTE, MONOFASE (GASSOSO) FLUSSO STAZIONARIO FLUSSO QUASI MONODIMENSIONALE FLUSSO ISENTROPICO MACH D INGRESSO 1: h 0 = h c =const, T 0 = T c =const, p 0 = p c =const F = ṁu e + A e (p e p a ) (382) u e = 2(h c h e )= 2γ γ 1 RT c ( 1 T ) e T c = 2γ γ 1 RT c M [ 1 ( pe p c ] )γ 1 γ (VALIDA FINCHÉ FLUIDO RIMANE GASSOSO) ṁ =Γ p c A t RTc DOVE Γ = γ ( 2 γ +1 ) γ+1 2(γ 1)

375 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PARAMETRI CARATTERISTICI SPINTA: F = ṁu e +(p e p a ) A e ( )γ 1 γ F = p c A t Γ 2γ pe 1 + A e γ 1 p c A t ( pe p ) a p c p c VELOCITÀ EQUIV. (m/s), [IMPULSO SPECIF. (s)]: u eq = Ḟ m = F p c A t p c A t ṁ = C F c, I sp = u eq g 0 COEFFICIENTE DI SPINTA (UGELLO, γ): C F = F ( )γ 1 γ =Γ 2γ pe p c A 1 + A ( e pe p ) a t γ 1 p c A t p c p c VEL. CARATTERISTICA (CAMERA COMBUST.): c = p c A t ṁ = RTc Γ = 1 Γ RT c M ɛ = A e /A t RAPPORTO DI ESPANSIONE UGELLO

376 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma LEGAME TRA p e /p c ED ɛ = A e /A t ɛ PUÒ ESSERE ESPRESSO IN FUNZ. DI p e /p c IN FORMA ANALITICA: ɛ = A e A t = 2γ γ 1 ( pe p c Γ ) 2/γ ( ) (γ 1)/γ pe 1 MA NON VICEVERSA; COMUNQUE DUE SOLUZIONI DI p e /p c PER OGNI VALORE DI ɛ IN SUPERSONICO, p e /p c FUNZIONE DI ɛ p c

377 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COEFFICIENTE DI SPINTA C F = f (γ,ɛ,p c /p a ) SEPARAZIONE PER p e < ( ) p a ALTI p c /p a ALTI C F MA... ALTO ε = A e /A t MAGGIOR PESO UGELLO E PERDITE ATTRITO

378 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma REGIMI DELL UGELLO

379 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COEFFICIENTE DI SPINTA PER UGELLO ADATTATO

380 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RAPPORTO TRA SPINTA UGELLO CONV DIV e UGELLO CONVERGENTE ALTA SPINTA PER ALTE p c O BASSE p a (VUOTO) MA MAGGIORE RAPPORTO DI ESPANSIONE

381 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma VELOCITÀ EQUIVALENTE IMPULSO SPECIFICO u eq = c C F, I sp = u eq g 0 = u eq 9,80665 CRESCE CON T c, DECRESCE CON M MAX AL VARIARE DI ɛ QUANDO p e = p a CRESCE CON p c PER TERMINE DI PRES- SIONE (IN C F ) * LANCIATORI : ɛ CONTENUTI PER PRIMO STADIO, ALTE p c * STADI SUPERIORI E SISTEMI SPAZIALI: ɛ ALTI, p c CONTENUTE

382 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma GEOMETRIA DEGLI UGELLI: UG. CONICO SEZIONE CONVERGENTE (ANGOLO 30 o 45 o ) SEZIONE DI GOLA A PROFILO CIRCOLARE CON RAGGIO DI CURVATURA > RAGGIO DI GOLA (FINO A 2 3 VOLTE) SEZIONE DIVERGENTE CON ANGOLO DI SEMIAPERTURA VINCOLATO DA: RISCHIO DI SEPARAZIONE DEL GETTO, PERDITE PER DIVERGENZA (PER α GRANDI) PERDITE PER ATTRITO, PESO (PER α PICCOLI) F = λṁu e +(p e p a ) A e DOVE λ = 1 + cos α 2 ANGOLI DI SEMIAPERTURA GENERALMENTE COMPRESI TRA 12 o E18 o PER UGELLI CONICI

383 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma UGELLI A CAMPANA o CONTORNATI conical (20 ) ANGOLI DI SEMIAPERTURA IMMEDIATA- MENTE A VALLE DELLA GOLA 30 o 60 o, ALL USCITA 2 o 8 o MINORE PERDITE PER DIVERGENZA, PIÙ CORTI (LEGGERI)

384 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CONDIZIONI IN CAMERA DI COMBUSTIONE c = c (reagenti,o/f, p c ) (supponendo che reagenti entrino in camera a T =T o ) OCCORRONO T c, M,γ ESEMPIO COMBUSTIONE H O 2 =H 2 O ( ) O = 16 F 2 =8 st

385 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESTAZIONI STANDARD DEI PROPELLENTI A LIVELLO DEL MARE (S/L): ESPANSIONE DA p c =6.9 MPa (1000 psi) FINO A p e =0.101 MPa (1 atm) ɛ NEL VUOTO (vac): ESPANS. DA p c =6.9 MPa CON ɛ=40 p e

386 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CONDIZIONI IN CAMERA EFFETTO DI O/F

387 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESTAZIONI EFFETTO DI O/F

388 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CONDIZIONI IN CAMERA EFFETTO DI p c

389 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESTAZIONI EFFETTO DI p c

390 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COMPORTAMENTO UGELLO AL VARIARE DELLA QUOTA PER ADATTARE UGELLO A p a DECRESCENTI IN SALITA, OCCORREREBBE ɛ VARIABILE SCELTA DEL VALORE DI ɛ DA COMPROMESSO TRA PRESTAZIONI A BASSA E ALTA QUOTA

391 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma UGELLI REALI PRESTAZIONI DIFFERISCONO DA QUELLE DI UGELLI IDEALI: DIVERGENZA (PERDITE < 2,5%) ATTRITO (PERDITE 0,5 1,5%) FLUSSO BIFASE (PARTICELLE O GOCCIOLINE, PERDITE FINO AL 5%) REAZIONI CHIMICHE (GUADAGNO 1 4%) TRANSITORI (PERDITE FINO AL 50%) RAFFREDDAMENTO COEFFICIENTI CORRETTIVI η CF e η c : C F = η CF C F,ideal (383) c = η c c ideal (384)

392 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma EFFETTO RAPPORTO DI ESPANSIONE ε SU MASSA, I sp,vac E RENDIM. η n DELL UGELLO

393 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ENDOREATTORI A PROPELLENTI LIQUIDI (LRE) 1=serbatoio 1=serbatoio 2= alimentazione 3=camera di spinta 1. SERBATOI DI PROPELLENTE 2. SIST. ALIMENTAZ., CON I SOTTOSISTEMI: TURBOPOMPE o GAS PRESSURIZZANTE LINEE DI ALIMENTAZIONE VALVOLE 3. CAMERA DI SPINTA, CON I SOTTOSISTEMI: INIETTORI CAMERA DI COMBUSTIONE UGELLO SISTEMA DI RAFFREDDAMENTO SISTEMA DI ACCENSIONE VANTAGGI/SVANTAGGI: + ALTE PRESTAZIONI (u eq ) + RIACCENDIBILI, SPINTA MODULABILE COMPLESSI, COSTOSI NON FACILMENTE SCALABILI

394 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CLASSIFICAZIONE PROPULSIONE PRINCIPALE IN BASE (ELEVATO V ) ALLA MISSIONE: PROPULSIONE AUSILIARIA IN BASE AL PROPELLENTE: (CONTROLLO ASSETTO, CORREZ. TRAIETTORIA) MONOPROPELLENTE (DECOMPOSIZIONE ESOTERMICA) BIPROPELLENTE (COMBUSTIBILE E OSSIDANTE) IN BASE AL { GAS PRESSURIZZANTE SISTEMA DI ALIMENTAZIONE: TURBOPOMPE INOLTRE: CRIOGENICI, IMMAGAZZINABILI (STORABLE) IPERGOLICI

395 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PROPELLENTI: DESIDERATA ENERGETICI: 1. ALTA T c 2. BASSO M FISICI: 1. BASSA T sol, ALTA T b (solidificaz, ebolliz) 2. ELEVATA ρ p, I d = ρ p I sp (densità) 3. STABILITÀ CHIMICO FISICA 4. NON TOSSICITÀ 5. ELEVATI λ, c (conduttività, calore specifico) 6. BASSA µ (viscosità) 7. BASSA p vap (T ) 8. BASSA f v (particolato) 9. PLUME NON LUMINOSA (APPLICAZ. MILIT.) 10. IPERGOLICITÀ 11. IMMAGAZZINABILITÀ ECONOMICI: 1. APPROVVIGIONAMENTO 2. PRODUZIONE 3. TRASPORTO 4. COSTI

396 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma OSSIDANTI OSSIGENO (O 2 ) CRIOGENICO [T b =90K(1 atm)], ρ=1140kg/m 3 FLUORO (F 2 ) CRIOGENICO [T b =85K (1 atm)], ρ=1510kg/m 3, TOSSICO, REATTIVO, CORROSIVO ACIDO NITRICO (HNO 3 ) STORABLE [T sol = 232 K, T b = 356 K (1 atm)], ρ = 1550 kg/m 3, CORROSIVO PEROSSIDO D IDROGENO (H 2 O 2 ) (ACQUA OSSIGENA STORABLE, IN CONCENTRAZ. FINO AL 99%, [T sol =273 K, T b =423 K (1 atm)], ρ=1460 kg/m 3, INSTABILE, AGGRESSIVO TETROSSIDO DI AZOTO (N 2 O 4 ) STORABLE [T sol = 262 K, T b = 294 K (1 atm)], ρ = 1450 kg/m 3, TOSSICO, CORROSIVO

397 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COMBUSTIBILI IDROCARBURI (HC; C n H m,ch x ) ECONOMICI, LARGAMENTE DISPONIBILI: CHEROSENE ( CH 1,96 ), STORABLE, ρ 800 kg/m 3, (USA: RP 1, MINIMO FOULING); METANO (CH 4 ), CRIOGENICO (T b =112 K), ρ = 425 kg/m 3 ; IDROGENO (H 2 ) CRIOGENICO (T b =20K), BASSIS. ρ=70kg/m 3 IDRAZINA (N 2 H 4 ) STORABLE (T sol =275K, T b =387K), ρ=1020 kg/m 3, TOSSICA, CORROSIVA, CANCEROGENA DIMETILIDRAZINA ASIMMETRICA (UDMH), (CH 3 ) 2 NNH 2 IDRAZINA (T sol =216 K, T b =336 K), ρ=850 kg/m 3 MONOMETILIDRAZINA (MMH, CH 3 NHNH 2 ) IDRAZINA (T sol =221 K, T b =361 K), ρ=875 kg/m 3 AEROZINA MISCELA 50% UDMH, 50% N 2 H 4

398 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma MONOPROPELLENTI IDRAZINA (N 2 H 4 ), u eq FINO A 2300 m/s 3N 2 H 4 4 (1-x) NH 3 + (1+2x) N 2 +6x H 2 (x dipende dal catalizzatore) (UDMH e MMH TROPPO STABILI) PEROSSIDO DI IDROGENO (H 2 O 2 ), u eq FINO A 1400 m/s H 2 O 2 H 2 O+ 1 2 O 2 IN FASE DI SPERIMENTAZIONE: HAN (NH 3 OHNO 3 ), u eq FINO A 2650 m/s, ρ=1840 kg/m 3 PRODOTTI NON TOSSICI, MA SOLUZ. CORROSIVA TOSSICA FORSE CANCEROGENA

399 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma EFFICIENZA DEL CATALIZZATORE OCCORRE PRERISCALDARE IL CATALIZ- ZATORE PRIMA DELL ACCENSIONE

400 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESTAZIONI DI SISTEMI BIPROPELLENTE Espansione da p c =6.9 MPa a p a = MPa Ossidante Combustibile O/F T c (K) ρ (kg/m 3 ) c (m/s) u eq (m/s) O 2 H F 2 H O 2 CH O 2 RP N 2 O 4 MMH N 2 O 4 50% N 2 H % UDMH Espansione da p c =6.9 MPa al vuoto con ε =40 Ossidante Combustibile O/F T c (K) ρ (kg/m 3 ) c (m/s) u eq (m/s) O 2 H F 2 H O 2 CH O 2 RP N 2 O 4 MMH N 2 O 4 50% N 2 H % UDMH

401 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma DENSITÀ MEDIATA DEI PROPELLENTI VOLUME ( MASSA) COMPLESSIVO SERBATOI DIPENDE DA ρ ρ = m fu + m ox V fu + V ox = m fu (1 + O/F ) m fu ρ fu + m ox ρ ox = m fu (1 + O/F ) m fu ( 1 ρ fu + O/F ρ ox ) = 1+O/F 1 ρ fu + O/F ρ ox (385)

402 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ESERCIZIO ENDOREATTORE A PROPELLENTI LIQUIDI LOX/cherosene, O/F =3, t b =120 s, p c =7 MPa, F vac = 100 kn, m pl = 1000 kg T c =3500 K, M=22 kg/kmol, γ=1.2, p e =50 kpa, κ s =0.08, ρ ox =1140 kg/m 3, ρ fu =800 kg/m 3, ullage = 5%; p ox =9.5 MPa, p fu =10.5 MPa, η p =0.6, η m =0.9 DETERMINARE: ɛ, c, C F,s/l, C F,vac, u eq,s/l, u eq,vac, ṁ, ṁ ox, ṁ fu, m ox, m fu, V ox, V fu, V tank,ox, V tank,fu, D t, m s, m 0, m f, v vac ; P turb

403 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CAMERA DI SPINTA COMPONENTI: PIASTRA D INIEZIONE CAMERA DI COMBUSTIONE UGELLO SISTEMA DI RAFFREDDAMENTO SISTEMA DI ACCENSIONE

404 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma THRUST VECTOR CONTROL (TVC)

405 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma INIETTORI ṁ i = C d A i 2 ρp p 1. p PICCOLO PER RIDURRE P P OMP AGGIO 2. p GRANDE PER ATOMIZZAZIONE, E CON- TROLLO INSTABILITÀ DI COMBUSTIONE 3. D i da 30 a 800 µm (INFLUENZA INSTABILITÀ)

406 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma INIETTORI PINTLE esempio, MOTORI PER ATTERRAGGIO MORBIDO, REGOLABILI NEL CAMPO 10:1

407 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PIASTRA INIETTORI

408 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CAMERA DI COMBUSTIONE 1. t c RESIDENZA IN CAMERA t PER EVAPORAZ, MESCOLAMENTO, COMBUSTIONE COMPLETA 2. SUPERFICIE PARETI MINIMA 3. GEOMETRIA CILINDRICA 4. u BASSA (PER CONTENERE CADUTA p) t c = V c V = ρ c V c ṁ t V c ṁt ρ c ṁ = Γ p c A t RTc = Γ ρ c A t RT c V c Γ A t t RT c V c A t Γ t RT c = L LUNGHEZ. CARATTERISTICA L =t Γ RT c =t Γ 2 c

409 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma VALORI DELLA LUNGHEZZA CARATTERISTICA L DIPENDE DA COMBINAZ. OXID/FUEL: L = 0,6 0,9 m PER NTO/N 2 H 4 ; = 0,55 0,7 m PER LOX/LH; = 1 1,25 m PER LOX/HC,... CONSENTE UN PRIMO DIMENSIONAMENTO DELLA CAMERA

410 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SISTEMI DI RAFFREDDAMENTO METODI ATTIVI: FILM, CONVEZIONE FORZATA (REFRIGERANTE: COMBUSTIBILE) METODI PASSIVI: RADIAZIONE, PROTEZIONI TERMICHE 1. RIGENERATIVO (ATTIVO) 2. FILM (ATTIVO) 3. RADIAZIONE (PASSIVO) SEZIONE PIÙ SOLLECITATA: GOLA

411 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RAFFREDDAMENTO RIGENERATIVO q = h g (T g T wg ) = λ w t w (T wg T wl ) = h l (T wl T l ) (386) T g T wg = q h g h g BASSO (film cooling) T wg T wl (387) = t w q λ w ALTO (Cu, Nb, acciaio) λ w T wl T l = q h l ALTO h (388) (389) l

412 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma FLUIDO REFRIGERANTE: COMBUSTIBILE CAMERA DI SPINTA COMPOSTA DA CENTINAIA DI CANALI A CAUSA FORTI STRESSI TERMICI/MECCANICI, PÙO FORMARSI UNA CRICCA REFRIGERANTE SCHIZZA IN CAMERA PRODOTTI DI COMBUSTIONE CONTENGONO ECCESSO DI COMBUSTIBILE USANDO OSSIDANTE COME REFRIGERANTE, REAGIREBBE CON COMBUSTIBILE IN ECCESSO ULTERIORE REAZIONE RILASCIO DI CALORE CRICCA SI ALLARGA INOLTRE, MATERIALE PARETE (Cu) PUÒ BRUCIARE CON L OSSIGENO USARE COMBUSTIBILE COME REFRIGERANTE

413 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CANALI DI RAFFREDDAMENTO DELLA CAMERA

414 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SEZIONE DEI CANALI DI RAFFREDDAMENTO

415 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SISTEMA DI ACCENSIONE INIEZIONE PROPELLENTI IPERGOLICI CANDELE (LOX/LH, SSME RIACCENDIBILE) PROPELLENTI SOLIDI (LOX/LH, VULCAIN NON RIACCENDIBILE)

416 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SISTEMA DI ALIMENTAZIONE COMPONENTE CRUCIALE ṁ ṁ o = (O/F ) (O/F )+1 ṁ PORTATA OX+FUEL No ρo Ai Cd po n. INIETTORI OSSIDANTE DENSITÀ OSSIDANTE SEZIONE INIETTORI OSSIDANTE COEFFICIENTE SCARICO INIETTORE CADUTA DI PRESSIONE LINEA OSSIDANTE ṁ o = N o ṁ i = N o C d A i 2 ρo p o p o DEVE FORNIRE LA PRESSIONE: p i,o = p c + p o ( IDEM PER COMBUSTIBILE) 1. A GAS PRESSURIZZANTE: UTILIZZABILE SOLO PER p c BASSE (GRANDE m tank ); ADATTO PER ACCENSIONI RIPETUTE 2. A TURBOPOMPE: LEGGERO; COMPLESSO E COSTOSO, LIMITATO NUMERO DI ACCENSIONI

417 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SERBATOI ALTA PRESSIONE (20 40 MPa) SERBATOI GAS PRESSURIZZANTE, SOLITAMENTE SFERICI MEDIA PRESSIONE (2 6 MPa) SERBATOI DEI PROPELLENTI NEI SISTEMI A GAS PRESSURIZZANTE BASSA PRESSIONE (0,1 0,6 MPa) SERBATOI DEI PROPELLENTI NEI SISTEMI A TURBOPOMPE ISOLAMENTO TERMICO NEI SERBATOI CRIOGENICI

418 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SISTEMA DI ALIMENTAZIONE A GAS PRESSURIZZANTE SERBATOI IN PRESSIONE (PESANTI) GAS PRESSURIZZANTE: ARIA: ECONOMICA, MA PUÒ REAGIRE CON COMBUSTIBILI AZOTO (N 2 ): INERTE, MA SOLUBILE IN O 2,N 2 O 4 (NTO) ELIO (He): INERTE, LEGGERO, COSTOSO

419 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SISTEMA A GAS IN PRESSIONE: PUNTO OPERATIVO

420 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SISTEMA DI ALIMENTAZIONE A TURBOPOMPE Combustibile Serbatoi TIG Ossidante Pompa Turbina Pompa TEG Ugello POTENZA CONFERITA AL FLUIDO: IDEALE P = p V= p ṁ ρ REALE P p,fu = ṁfu p fu ; P p,ox = ṁox p ox η p,fu ρ fu η p,ox ρ ox POTENZA ALL ALBERO: η mt P t = P p,fu + P p,ox η mp,fu GENERALMENTE P t <1% P termica,camera PALETTE TURBINE NON RAFFREDDATE (LEGGERE) η mp,ox

421 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SISTEMA A TURBOPOMPE

422 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SISTEMA DI ALIMENTAZIONE A TURBOPOMPE: CICLI 1. CICLO APERTO: SCARICO TURBINA ESPULSO DA UGELLO SEPARATO O INIETTATO NEL DIVERGENTE 2. CICLO CHIUSO: SCARICO TURBINA INIETTATO IN CAMERA

423 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SISTEMA A TURBOPOMPE: PUNTO OPERATIVO

424 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CICLO A GENERATORE DI GAS (APERTO) F O P T GG P T TEMPERATURA IN TURBINA K (ϕ MOLTO LONTANO DA 1) PORTATA IN GENERATORE DI GAS 1 5% DI ALTERNATIVA: SPILLAMENTO DI GAS ṁ

425 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CICLO EXPANDER (PER CRIOGENICI, CHIUSO) F O P P T T TURBINA AZIONATA DA IDROGENO (O METANO VAPORIZ. (DA REFRIGERAZ. CAMERA DI SPINTA h t MOLTO LIMITATO 85 95% COMBUSTIB. VA IN TURBINA (P = ṁ h t ) TURBINA PESANTE; MAX p c 7MPa APPLICAZIONI IN SPACE (vedi C F )

426 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CICLO A COMBUSTIONE A STADI (PER CRIOGENICI, CHIUSO) F O P T PC P T TUTTA LA PORTATA DI IDROGENO VIENE INVIATA NEL PRECOMBUSTORE PRESTAZIONI LIEVEMENTE MIGLIORI TURBOPOMPE PIÙ PESANTI (maggiore p pompe, poiché p uscita turbina deve essere >p c ) FORTE GRADIENTE T LUNGO L ASSE (PRODOTTI CALDI IN TURBINA, FLUIDO CRIOGENICO NELLA POMPA) POMPA LH RICHIEDE PIÙ STADI DI QUELLA LOX (ρ MOLTO PIÙ BASSA)

427 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CAVITAZIONE NELLE POMPE) NEI SERBATOI v tank 0, ALL ASPIRAZIONE DELLE POMPE v asp SIGNIFICATIVA BERNOUILLI: p tank p asp + ρv2 asp 2 p asp <p tank p asp PUÒ SCENDERE SOTTO p vap (T ) FORMAZIONE DI BOLLE, CHE TRASCINATE VERSO STADI A p PIÙ ALTA, IMPLODONO CAVITAZIONE PUÒ ECCITARE INSTABILITÀ DI COMBUSTIONE (a bassa frequenza) LIEVE PRESSURIZZAZIONE DEI SERBATOI (MEDIANTE GAS) IDROGENO CHEROSENE

428 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma INSTABILITÀ DI COMBUSTIONE a. MODI LONGITUDINALI b. MODI TANGENZIALI (STANDING o SPINNING) c. MODI RADIALI POSSONO CAUSARE CEDIMENTO CAMERA Figure 7: 8 o ordine 1 o /2 o ordine 2 o ordine Figure 8: Modo tangenziale spinning del 1 o ordine.

429 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ESPEDIENTI PER CONTRASTARE INSTABILITÀ DI COMBUSTIONE IN LRE EMPIRICI: ALTO p INIETTORI CAVITÀ IN PIASTRA D INIEZIONE LINERS PERFORATI DEFLETTORI INSTABILITÀ ESALTATA DA ALTA p c

430 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma FATTORE CRITICO: DISTANZA PIASTRA INIETTORI FRONTE DI FIAMMA BREVE DISTANZA FORTE INSTABILITÀ GRANDE DISTANZA PIÙ STABILE MA: TEMPO PER COMPLETAMENTO REAZIONI RIDOTTO PIÙ BASSE T c e u eq (A MENO DI NON ADOTTARE CAMERA PIÙ LUNGA = PIÙ PESANTE) COMPROMESSO

431 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COMPONENTI DEL COSTO DI SVILUPPO DI UN LRE MOTORE F 1 (1 o STADIO SATURN V) COMPONENTE IMPORTANTE: SOPPRESSIONE INSTABILITÀ DI COMBUSTIONE

432 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SLOSHING IN SERBATOI PARZIALMENTE SVUOTATI SI SPOSTA IL CENTRO DI MASSA

433 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma EFFETTO SUL MOTO DEL LANCIATORE COMPENSAZIONE PER MEZZO DI THRUST VECTORING, MA... PUÒ PORTARE A PERDITA DEL CONTROLLO!

434 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SMORZAMENTO DEL MOTO DI SLOSHING ENTRO I SERBATOI DEFLETTORI AD ANELLO DIAFRAMMI (PERFORATI) SU PIANI MERIDIANI

435 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SISTEMI PROPULSIONE SECONDARIA PER SPACECRAFTS (S/C) E SONDE SISTEMI PROPULSIONE SECONDARIA INTESI A: STATIONKEEPING (COMPENSAZIONE PER- TURBAZIONI ORBITALI) CONTROLLO DI ASSETTO SCARICO DELLE RUOTE DI REAZIONE MANOVRE MINORI NORMALMENTE INTEGRATI CON S/C OPERANO NEL VUOTO RICHIEDONO MOLTISSIME ACCENSIONI (10 3 /10 6 ) SISTEMI SEMPLICI, ESTREMAM. AFFIDABILI MONOPROPELLENTE (IDRAZINA), ALIMENTAZ A GAS IN PRESSIONE (BLOWDOWN)

436 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma STABILIZZAZIONE SU 3 ASSI 4 MOTORI PER CIASCUN ASSE = PER RIDONDANZA

437 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SISTEMI MONOPROPELLENTE DUE LINEE INDIPENDENTI POSSONO ESSERE INTERCONNESSE RISCALDATORI SULLE LINEE PROPELLENTE PER EVITARE CONGELAMENTO ALIMENTAZIONE BLOWDOWN (NO VALVOLE DI REGOLAZIONE)

438 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma STABILIZZAZIONE MEDIANTE SPIN MINIMO 6 MOTORI 12 PER RIDONDANZA

439 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SCARICO RUOTE DI REAZIONE L MOMENTO ANGOLARE ω VELOCITÀ ANGOLARE I MOMENTO D INERZIA

440 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SERBATOI PARZIALMENTE SVUOTATI IN ASSENZA DI GRAVITÀ

441 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SISTEMI DI ESPULSIONE POSITIVA

442 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SISTEMI DI ESPULSIONE POSITIVA

443 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SISTEMI DI ESPULSIONE A CAPILLARITÀ

444 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ENDOREATTORI A PROPELLENTE SOLIDO (SRM) contenitore ignitore grano di propellente zona di combustione protezioni termiche ugello VANTAGGI/SVANTAGGI: + SEMPLICI + IMMAGAZZINABILI + PROGETTO FACILMENTE SCALABILE PRESTAZIONI (u eq ) INFERIORI NON RIACCENDIBILI, SPINTA NON MODULAB. COMPONENTI PRINCIPALI: CAMERA DI COMBUSTIONE GRANO DI PROPELLENTE IGNITORE UGELLO USO: BOOSTERS, STADI SUPERIORI, MISSILI TATTICI, GENERATORI DI GAS

445 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma FRAZIONE DELLA SPINTA DA SRMs AL LIFT OFF ARIANE 5: 2 SRMs, 7.08 MN ciascuno 1 LRE, 0.96 MN 94% SPACE SHUTTLE: 2 SRMs, 12.5 MN cias. 3 LREs, 1.75 MN 83% MOTORI PIÙ POTENTI FINORA REALIZZATI: LRE: RD /7.9 MN (s/l, vac) SRM: SRB 12.5/14 MN (s/l, vac)

446 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma 446 REQUISITI: 19.3 PROPELLENTI SOLIDI 1. ALTA T c 2. BASSO M 3. DENSITÀ DEL GRANO ELEVATA 4. BASSO n (SENSIBILITÀ ap c ) 5. BASSO Π r (SENSIBILITÀ at amb ) 6. RIDOTTA COMBUSTIONE EROSIVA 7. FACILITÀ DI ACCENSIONE 8. PRESTAZIONI RIPRODUCIBILI 9. BUONE PROPRIETÀ MECCANICHE 10. BUONA ADERENZA ALLE PARETI 11. COEFFICIENTE DI DILATAZIONE TERMICA PROSSIMO A QUELLO DELLA CASSA 12. STABILITÀ A LUNGO TERMINE 13. SICUREZZA IN FASE DI LAVORAZIONE 14. OPACITÀ ALLA RADIAZIONE 15. ASSENZA DI FUMO (APPLICAZ. MILITARI) 16. LARGA DISPONIBILITÀ 17. COSTI CONTENUTI DOPPIA BASE COMPOSITI

447 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PROPELLENTI A DOPPIA BASE NITROGLICERINA ASSORBITA SU NITRO- CELLULOSA ASSENZA DI FUMO BASSO COSTO, PRODOTTI NON TOSSICI BASSE PRESTAZIONI (u eq 2200 m/s, s/l) BASSA DENSITÀ (ρ p 1600 kg/m 3 ) ELEVATA PERICOLOSITÀ APPLICAZIONI MILITARI

448 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PROPELLENTI COMPOSITI MASSIME PRESTAZIONI PER GRANI COMPOSTI 80 90% DI OSSIDANTE MA RESISTENZA MECCANICA DEL GRANO IMPONE DI NON SUPERARE 70 80% (PER OTTENERE ALTI RAPPORTI O/F, ρ o ALTO, ρ f BASSO) OSSIDANTI: PERCLORATO D AMMONIO NH 4 ClO 4 (AP) NITRATO D AMMONIO NH 4 NO 3 (AN) PERCLORATO DI POTASSIO KClO 4 (KP) NITRATO DI POTASSIO KNO 3 (KN) COMBUSTIBILI: LEGANTI: ASFALTO O GOMMA POLIBUTADIENE (HTPB, PBAN,... ), ASFALTI,... POLVERI METALLICHE ( 20%): Al, Be (CANCEROGENO)

449 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CARATTERISTICHE DEI PROPELLENTI COMPOSITI CARATTERISTICHE PRINCIPALI: u eq,vac ALTA ( 2900 m/s), ρ p 1800 kg/m 3 n GENERALMENTE PIÙ BASSO CHE IN DOPPIA BASE FLUSSO BIFASE (PERDITE) MODERATA O BASSA PERICOLOSITÀ APPLICAZIONI: BOOSTER, SUSTAINER, STADIO SUPERIORE ESEMPI: BOOSTER Ariane 5 (P230): 14% PB, 18% Al, 68% AP TRE STADI A SOLIDO DEL VEGA (P80, Zefiro 23 e Zefiro 9)

450 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma VELOCITÀ DI REGRESSIONE DEL GRANO Isolante Ugello Telaio Grano DIPENDE DA: 1. COMPOSIZIONE DEL GRANO 2. PRESSIONE IN CAMERA 3. TEMPERATURA INIZIALE DEL GRANO 4. VELOCITÀ DEI GAS ( GRANO)

451 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma EFFETTO DI p c E DELLA COMPOSIZIONE DEL GRANO Legge di Saint Robert r = ap n c a, n DIPENDONO DA COMPOSIZ. GRANO n (INDICE DI COMBUSTIONE) GENERALMENTE COMPRESO TRA 0,2 E 0,8 a ESPRESSO IN (cm/s)/mpa n ; ATTENZIONE: PER PASSARE A UNITÀ SI a =0.7 (cm/s)/(mpa 0.57 ) = /(10 6 ) 0.57 = (m/s)/pa 0.57

452 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma EFFETTO DELLA TEMPERATURA DEL GRANO ( ) a Π r = 1 a T p r AUMENTA DA 0,1 A 0,9 % PER GRADO K F VARIA, MA IMPULSO TOT. I tot const I tot = tb 0 Fdt m p C F c

453 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma COMBUSTIONE EROSIVA { r = r 0 PER u gas u soglia r = r 0 [1 + k 1 (u gas u soglia )] PER u gas >u soglia r/r p c u gas combustione erosiva non erosiva IMPORTANTE PER A p /A t < 4 t

454 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PRESSIONE DI EQUILIBRIO IN CAMERA PORTATA UGELLO: ṁ out = Γ p c A t RTc PORTATA GAS COMBUSTI: ṁ in = rρ p A b ALL EQUILIBRIO: ṁ in = ṁ out p c = rρ p A b RTc Γ A t = apn c ρ p RTc Γ A b A t p c = ( ) 1 ac 1 n ρ p K K = A b /A t, KLEMMUNG

455 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma STABILITÀ DEL PUNTO DI FUNZIONAMENTO PORTATA UGELLO: ṁ out p c PORTATA GAS COMBUSTI: ṁ in p n c p c > 0: ṁ out > ṁ in ṁ out < ṁ in p c < 0: ṁ out < ṁ in ṁ out > ṁ in n<1 STABILE, n>1 INSTABILE

456 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma GEOMETRIE DEL GRANO (1) COLATI O ESTRUSI p c = ( ac ρ p K ) 1 1 n F (t) = C F p c (t) A t = F (0) [ Ab (t) A b (0) ] 1 1 n F Regressivo Spinta Neutro Progressivo tempo t PROGRESSIVO da b /dt > 0, F CRESCENTE NEUTRO da b /dt =0,F COSTANTE REGRESSIVO da b /dt < 0, F DECRESCENTE

457 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma GEOMETRIE DEL GRANO (2) GRANI BIDIMENSIONALI A SIGARETTA (K BASSO) A COMBUSTIONE RADIALE (TUBULARI, A STELLA)

458 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma GEOMETRIE DEL GRANO (3) GRANI TRIDIMENSIONALI PER CONTENERE F VELOCITÀ PRESSIONE DINAMICA IN ASCESA

459 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PROTEZIONI TERMICHE

460 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CRACKING, DEBONDING SE NEL GRANO SI VERIFICANO FRATTURE, O IL GRANO SI STACCA DALLA CASSA: AUMENTO A b AUMENTO K AUMENTO p c ESPLOSIONE

461 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma UGELLI CONICI

462 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma INSTABILITÀ DI COMBUSTIONE NEI SRMs MENO GRAVE CHE NEI LREs, IN QUANTO: GRANO VISCOELASTICO; ACCOPPIAMENTO VISCOSO CON PARTICELLE SOLIDE (diametro particelle va adattato alla taglia del motore); DIMENSIONI CAMERA VARIANO f NATURALI NON COSTANTI NO SISTEMA ALIMENTAZIONE

463 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma BARRE DI RISONANZA

464 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma MOTORI A PROPELLENTI IBRIDI VANTAGGI (rispetto SRM): RIACCENDIBILI SPINTA REGOLABILE PIÙ ALTA u eq PIÙ SICURI (COMBUSTIONE CONTROLLATA DA ṁ ox, PIUTTOSTO CHE A b DEBONDING) PRODOTTI NON TOSSICI MANIPOLAZIONE SICURA (GRANO INERTE) VANTAGGI (rispetto LRE): UN SOLO SISTEMA DI ALIMENTAZIONE (PIÙ ECONOMICO E AFFIDABILE) DENSITÀ DEL COMBUSTILE PIÙ ALTA SVANTAGGI (rispetto SRM): DENSITÀ OSSIDANTE PIÙ BASSA RESIDUO INCOMBUSTO (SLIVER) PIÙ ALTO SVANTAGGI (RISPETTO LRE): O/F VARIA QUANDO SI VARIA LA SPINTA (u eq ) u eq PIÙ BASSA MAGGIORE % PROPELLENTI NON BRUCIATI

465 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ESERCIZIO SU ENDOREATTORI A PROPELLENTI SOLIDI a = 0.5 (cm/s)/mpa n, n = 0.4, ρ p = 1800 kg/m 3, T c = 3200 K, M = 28 kg/kmol, γ = 1.25, p c = 7 MPa, p e = 50 kpa, F s/l =1MN DETERMINARE: K, ɛ, c, C F,s/l, C F,vac, u eq,s/l, u eq,vac, ṁ, D t, F vac IPOTIZZATO UN LANCIATORE BISTADIO CON V 1 = V 2 =4650 m/s, u eq,1 =u eq,s/l, u eq,2 = u eq,vac, κ s,1 = κ s,2 = 0.1, DETERMINARE IL RAPPORTO DI CARICO UTILE IPOTIZZATO POI UN LANCIATORE TRISTADIO CON V 1 = V 2 = V 3 =3100 m/s, u eq,1 =u eq,s/l, u eq,2 =u eq,3 =u eq,vac, κ s,1 =κ s,2 =κ s,3 = 0.1, DETER- MINARE IL RAPPORTO DI CARICO UTILE

466 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ENDOREATTORI ELETTRICI CLASSIFICAZIONE: * ELETTROTERMICI * ELETTROSTATICI (A IONI) * ELETTROMAGNETICI (A PLASMA) COMPONENTI: SORGENTE DI POTENZA (PS POWER SOURCE) UNITÀ DI CONDIZIONAMENTO DELLA POTENZA (Power Conditioning Unit PCU) SISTEMA STIVAGGIO ED ALIMENTAZIONE PROPELLENTE THRUSTER RADIATORI CARATTERITICHE: * RAPPORTO F/w ESTREMAMENTE BASSO (INUTILIZZABILI PER LANCIATORI) * u eq ALTA * TEMPI DI SPINTA LUNGHI * DANNI AI PANNELLI FOTOVOLTAICI NELLE FASCE DI VAN ALLEN

467 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma OTTIMIZZAZIONE DI u eq (1) MASSE DEL SISTEMA PROPULSIVO: PRO- PELLENTE m p, SORGENTE DI POTENZA m ps, THRUSTER, PCU, SERBATOI, RADIA- TORI, ALTRE STRUTTURE PIÙ IMPORTANTI: m p, m ps RENDIMENTO DEL MOTORE: η = P j P e = 1 2 ṁu2 eq P e = Fu eq P e = Fu eq 2 P e 2 η POTENZA SPECIFICA SORGENTE: α = P e m ps m ps = Fu eq 2 αη F, F/m i, NON POSSONO SCENDERE SOTTO CERTI LIMITI (ALTRIMENTI TEMPI DI SPINTA ECCESSIVI) m p = ṁt b = F u eq t b

468 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma OTTIMIZZAZIONE DI u eq (2) OTTIMO DIPENDE DAL V RICHIESTO DALLA MISSIONE

469 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma OTTIMIZZAZIONE DI u eq (3) R RAPPORTO MASSA TOT. SIST. PROPULS. (m p, m ps, m PCU, m radiatori, m thruster ) / MASSA INIZ.

470 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PROPULSORI ELETTROTERMICI (1) 1. RESISTOGETTI: T c LIMITATA DAI MATERIALI PROPELLENTI: IDROGENO (BASSO M, BASSISSIMA ρ, INCONVENIENTE PIÙ GRAVE CHE IN ENDOREATTORI CHIMICI), CRIOGENICO IDRAZINA (DECOMPOSIZ. ESOTERMICA PRERISCALDAM. A CIRCA 1000 K) u eq m/s, 8000 CON IDROGENO F/w 0,06 ESCL. FONTE POTENZA, PCU η 65 85%

471 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PROPULSORI ELETTROTERMICI (2) 2. ARCOGETTI T FINO A K PROBLEMI: STABILIZZAZIONE ARCO, CONSUMO ELETTRODI u eq m/s (IDRAZINA), m/s (IDROGENO) F/w 0,015 ESCLUSA FONTE POTENZA E PCU, 0,004 ESCLUSA SOLA FONTE POTENZA η 30 35%

472 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PROPULSORI ELETTROTERMICI (3) 3. PROPULSORE ELETTROTERMICO A MICROONDE FLUIDO OPERATIVO (ACQUA) RISCALDATO DA MICROONDE u eq 8000 m/s

473 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PROPULSORI ELETTROSTATICI (1) FLUIDO PROPULS.: IONI, COLLOIDI (1 5 nm) µ, q MASSA E CARICA IONE V DIFFERENZA DI POTENZIALE APPLICATA, I CORRENTE qv = 1 2 qv 2 µu2 u eq = u = µ BASSO µ/q PER ALTA u eq (CIOÈ BASSA m p ) MA m ps P e I = ṁ µ q ṁ = µi q F = ṁu eq = I µ 2 V q

474 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PROPULSORI ELETTROSTATICI (2) BASSO µ/q PER AVERE ALTA u eq (QUINDI BASSA m p ) ALTO µ/q PER ALTA F DATA P e (QUINDI m ps ) SI TROVA CHE CONVIENE µ/q ALTO CARICA SPAZIALE ( BASSISSIMA p c ) NEUTRALIZZAZIONE IONI PROPELLENTI: Cs (M = 133 kg/kmol), Xe (M = 131,3 kg/kmol) u eq m/s F/w 0,001 η 50 55%

475 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PROPULSORI ELETTROMAGNETICI FLUIDO PROPULSIVO: PLASMA FORZE: COULOMB E LORENTZ f = q ( E + v B) E CAMPO ELETTR., B CAMPO MAGN. ELETTRONI (-) ACCELERATI IN BASSO DA E, QUINDI VERSO USCITA DA FORZA LORENTZ, TRASFERISCONO POI ENERGIA A IONI (+) PROPELLENTI: STAZIONARIO: H, Ar, Xe (CRIOGENICI) PULSATO: TEFLON u eq m/s F/w 0,0001 η 35 45%

476 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma PROPULSORI ELETTROMAGNETICI A CAMPO AUTO INDOTTO MAGNETE PERMANENTE MOLTO PESANTE CAMPO AUTO INDOTTO PERÒ OCCORRONO 100 kw OPERAZIONE PULSATA (PPT) PULSED PLASMA THRUSTER

477 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SORGENTI DI POTENZA PANNELLI SOLARI (FOTOVOLTAICI) α = W/kg S = 1350 W/m 2 AD 1 au DAL SOLE η =12 41% BASSE ACCELERAZIONI RADIOISOTOPI (POCHI W, PERICOLOSI) CELLE A COMBUSTIBILE (RICHIEDONO COMBUSTIBILE ED OSSIDANTE) TURBOGAS (IDEM) REATTORI NUCLEARI (PESANTI, PERICOLOSI) FASCIO DI ENERGIA (DENSITÀ SUPERFICIALE DI POTENZA MOLTO BASSA)

478 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma CAMPI DI APPLICAZIONE MISSIONI AD ALTO v: LUNARI, INTER- PLANETARIE O QUANDO ÈGIÀ PRESENTE UNA SORGENTE DI POTENZA (COMPENSAZIONE DI PERTURBAZIONI ORBITALI SU SATELLITI)

479 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SOME POSSIBLE(?) FUTURE DEVELOPMENTS 1. HIGH ENERGY PROPELLANTS 2. ISPP (IN SITU PROPELLANT PRODUCTION) 3. NUCLEAR THERMAL PROPULSION 4. SPACE ELEVATOR 5. E SAIL 6. SOLAR SAIL, LIGHT SAIL 7. BUSSARD s RAMJET 8. RELATIVISTIC EFFECTS 9. BUT... INTERSTELLAR SPACE IS NOT VOID 10. SPACE ARK 11. NANOSATELLITES TO α Centauri

480 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma HIGH ENERGY PROPELLANTS OXIDIZERS: OZONE O 3 (+LH u eq,vac 4850 m/s) ATOMIC OXYGEN O (+LH u eq,vac 6750 m/s) FUELS: ATOMIC HYDROGEN H (+LOX u eq,vac 7650 m/s) ATOMIC HYDROGEN H (+H u eq,vac m/s) ALL EXTREMELY UNSTABLE SOLID PROPELLANT: BERYLLIUM (TOXIC/CARCINOGEN!)

481 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma DENSIFIED PROPELLANTS (1) HYDROGEN T fr = K 260 o C, T eb = K -253 o C (at 1 atm), T cr = K -240 o C (at 12.7 atm) SUBCOOLING BELOW -253 o C: INCREASES ρ fuel SMALLER, LIGHTER TANKS, REDUCES p vap THINNER, LIGHTER TANKS REDUCES BOIL OFF

482 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma DENSIFIED PROPELLANTS (2) SLURRY LIQUID+ICE HYDROGEN (GEL) CAN: INCREASE DENSITY BY 12%: SMALLER, LIGHTER TANKS, REDUCED BOIL OFF REDUCED SLOSHING PROBLEM: PUMPING

483 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ALUMINIZED (LIQUID) PROPELLANTS LH + ALUMINUM PARTICLES: INCREASED u eq BIG PROBLEM: PUMPING INCREASED RADIATIVE HEAT TRANSFER

484 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma IN SITU PROPELLANT PRODUCTION (1) ROUND TRIP INTERPLANETARY MISSIONS VERY HIGH v λ VERY SMALL PRODUCE RETURN LEG PROPELLANT IN SITU e.g.: MARS ATMOSPHERE CONSISTING OF 95 % CO 2, 0,13% O 2,... FORESEEABLE PROPELLANT COMBINATIONS: O/F u eq,vac NOTE MASSIVE TANKS 1 O 2 /CO 2500 m/s 2 O 2 /CH m/s 3 O 2 /H m/s ONLY INJECTION MARS ORBIT (NO INJECTION RETURN ELLIPSE)

485 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma IN SITU PROPELLANT PRODUCTION (2) OPTIONS 2 (O 2 /CH 4 ) and 3 (O 2 /H 2 ) REQUIRE HYDROGEN: IF WATER AVAILABLE ON MARS ELECTROLYSIS (ELECTRIC POWER REQUIRED) OTHERWISE H 2 IMPORTED FROM EARTH (DIFFICULT CONSERVATION) ISRU: GENERATION OXYGEN/POWER FOR THE CREW

486 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma NUCLEAR THERMAL PROPULSION SOLID CORE: u eq m/s GASEOUS CORE: u eq m/s

487 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SPACE ELEVATOR COUNTERWEIGHT AT km TO KEEP CABLE UNDER TENSION REQUIRES MATERIAL 100 STRONGER THAN TODAY S (CARBON NANOTUBES?) CORIOLIS FORCES DURING ASCENT/DESCENT (not a rocket!)

488 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SPACE DEBRIS SPACE ELEVATOR WOULD KEEP NEAR EARTH SPACE FREE OF DEBRIS

489 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma E SAIL NO PROPELLANT NEEDED SOLAR WIND EFFECTIVE FOR OUTBOUND TRAJECTORIES... LESS SO FOR INBOUND ONES (not a rocket)

490 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SOLAR SAIL S SOLAR RADIATION PRESSURE: (1 + r) c S SOLAR CONSTANT (1350 W/m 2 at 1 au) c LIGHT SPEED, r REFLECTIVITY MAX 9 µpa; ONLY OUTBOUND LEGS (not a rocket) Figure 9: SQUARE SAIL HELIOGYRO

491 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma SOLAR PHOTON THRUSTER ENABLES THRUST VECTORING RETURN LEGS

492 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma ROUND TRIP INTERSTELLAR MISSION BY LIGHT SAIL LENS DIAMETER 1000 km, THICKNESS 1 µm, MASS tons; S/C MASS tons LASER POWER TW, vs. 18 TW CURRENTLY PRODUCED GLOBALLY

493 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma BUSSARD s RAMJET HUGE FUNNEL (~ 700 km) CONVEYS INTERSTELLA HYDROGEN TO FUSION NUCLEAR REACTOR FUNNEL EXTREMELY HEAVY; CAN BE RE- PLACED BY ELECTRICALLY CHARGED GRID (BUT STRONG STRESSES) (not a rocket, thought still a jet engine)

494 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RELATIVISTIC FLY BY MISSION ACCELERATION 1 ĝ (1) T TERRESTRIAL TIME, t CREW TIME UNITS: SPEED OF LIGHT c, LIGHT YEAR, ACCELERATION: c 2 /LIGHT YEAR = 9.5 m/s 2 =1ĝ 1g

495 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma RELATIVISTIC FLY BY MISSION ACCELERATION 1 ĝ (2) v SPACESHIP SPEED

496 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma MISSION TO α CENTAURI ACCELERATION 1 ĝ, WITH COAST PHASE (OUTBOUND TRIP ONLY) PHASES: ACCELERATION 1 ĝ COAST DECELERATION 1 ĝ T b (TERRESTRIAL) ACCELERATION TIME, T c COAST TIME, T b DECELERATION TIME T tot =2T b + T c T tot ( a ) T b (a) LITTLE USE APPLYING THRUST LONGER THAN a

497 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma BUT INTERSTELLAR SPACE IS NOT VOID HYPOTHETICAL COLLISION WITH A DUST PARTICLE OF 1 mg, AT 1/3 SPEED OF LIGHT 1.2 tons TNT, OR 10 TIMES AIRCRAFTS SMASHING TWIN TOWERS ON SEPT. 11, 2001

498 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma INTERSTELLAR ARK (GENERATION SHIP) AUTONOMOUS WORLD MINIMUM POPULATION (GENETICS!): 80 TO SEVERAL TENS THOUSAND TRAVEL TIME: SEVERAL MILLENNIA RISK: MUTINY (AMONG OTHERS) WAIT/WALK DILEMMA

499 Propulsione Aerospaziale 2018/19, D. Lentini, Sapienza Università di Roma POSSIBLY FEASIBLE MISSION: NANOSATELLITES TO α Centauri EACH SATELLITE A FEW GRAMS THOUSANDS TO HUNDREDS OF THOUSAND ACCELERATED BY LASER LIGHT (ONLY A FEW MINUTES) TO 1/5 SPEED OF LIGHT HOPEFULLY SOME WILL SURVIVE TO DESTINATIO AND SEND BACK IMAGES AND INFORMATION ABOUT α Centauri (AFTER 25 a)