Lecture 11 Presa d aria Text:
|
|
- Alessia Borghi
- 5 anni fa
- Visualizzazioni
Transcript
1 Lecture 11 Text: Motori Aeronautici Mar. 26, 2015 On-Design Off-Design Mauro Valorani Univeristà La Sapienza
2 Agenda On-Design Off-Design On-Design Off-Design
3 Generalità Obiettivi: Rallentare il flusso fino a M = Aumentare la pressione Cercando di conseguire: Flusso uniforme ad ingresso compressore Minimo p 0 (Alto ɛ d, η d ) Minima resistenza esterna Minimo peso (lunghezza) Distinzione: 1 2 On-Design Off-Design
4 In un flusso subsonico (M < 1), la variazione di Mach è causata da variazioni di area e attrito: [ ] [ ] dm 1 + δm 2 da γm 2 M = 1 M 2 A + (1 + δm 2 ) dfattr 1 M 2 ρau 2 Se si desidera rallentare il flusso (dm/m < 0, per aumentarne la pressione) si deve impiegare un condotto divergente (da/a > 0) Perdite per attrito: dp 0 p 0 = 1 8 γm2 f Pdx A < 0 evitare separazione (Angolo semiapertura < 10 o ) Relazione AREA MACH per flusso isentropico: A 2 A 1 = M 1 M 2 ( ) γ δ M 2 2 (γ 1) δ M1 2 Relazione PORTATA MACH ( A ṁ a = 1 + γ 1 ) γ+1 ( ) γ+1 M 2 2(γ 1) A M p 0 = th 2 2(γ 1) p 0 R T0 /γ 2 R T0 /γ γ + 1 On-Design Off-Design
5 Figure: Velocità di crociera maggiore della velocità alla sezione di ingresso della presa Figure: Velocità di crociera minore della velocità alla sezione di ingresso della presa. Rapporto A a/a 1 < 1: diffusione (decelerazione) esterna + diffusione (decelerazione) interna viscosa Scelta ottima del rapporto A 1 /A 2 : Rapporto A a/a 1 > 1: espansione (accelerazione) esterna + diffusione (decelerazione) interna viscosa Evitare eccessiva accelerazione esterna > resistenza aerodinamica della del motore Partizione ottima fra diffusione esterna ed interna (compromesso fra take-off e crociera) On-Design Off-Design
6 della del motore Applicando la conservazione della massa e della q.d.m. al volume di controllo indicato in figura si ricava la seguente espressione del rapporto A max /A i in funzione del grado di decelerazione della corrente u i /u a, che eviti la separazione di flusso sulla superficie della (C p,max < 0.5): A max A i = 1 + ( 1 u i u a ) 2 (1 Cp,max ) ; 0 < s < 1 ; C p,max := pa p min sc 1 p,max 2 ρau2 max On-Design Off-Design Figure: Volume di controllo e nomenclatura per il calcolo della resistenza aerodinamica della del motore Figure: Rapporto Area max /Area di ingresso in funzione del grado di decelerazione della corrente u i /u a, al variare del coefficiente di pressione C p,max
7 Indici di prestazione Rapporto di pressioni totali: ε d := p 02 p 0a p 2 p 0a Rendimento adiabatico ( M 2 1 p 2 p 02, T 2 T 02 ) : η d := T 2s T a = T 2s/T a 1 T 2 T a T 2 /T a 1 ε d ( p02 p 0a ( 1 + ηd δm δm 2 0 }{{} T 2 T 02 ) γ 1 p 0a γ 1 pa δ M 2 0 ) γ γ 1 ( ) γ 1 p2 γ 1 pa δ M0 2 }{{} p 2 p 02 = γ 1 ( ) γ εd 1 + δ M δ M 2 0 On-Design Off-Design
8 Tipologie Condotto convergente-divergente Ad onda d urto normale (o Pitot); Ad urti obliqui a compressione esterna Ad urti obliqui a compressione mista esterna/interna Geometria planare bi-dimensionale Geometria assial-simmetrica Geometria fissa o variabile Condotto convergente-divergente Compressione esterna/interna, bi-dimensionale Compressione esterna/interna, assial-simmetrica On-Design Off-Design
9 supersonica ad onda d urto normale Presa convergente-divergente (funziona solo al Mach di progetto) Necessariamente occorre adottare prese con urtii Perdite aumentano fortemente con M 0 MAX 1,6 On-Design Off-Design
10 Relazioni per urti normali Figure: Relazioni di salto per urto normale Figure: (perdite di pressione totale) di un urto normale On-Design Off-Design
11 Relazioni per urti obliqui On-Design Off-Design
12 Relazioni per urti obliqui Per ogni Mach a monte M1 ed angolo di deviazione δ si ottengono due soluzioni che soddisfano le leggi di conservazione: una soluzione debole (M2 >1) ed una forte (M2 < 1). Si verifica che solo la soluzione debole è stabile Presa ad urti obliqui Figure: Angolo dell urto obliquo σ in funzione di Mach a monte M1, ed angolo di deviazione del flusso δ. Figure: Perdite di pressione in funzione di Mach a monte M1, ed angolo di deviazione del flusso δ. On-Design Figure: Mach a valle M2 in funzione di Mach a monte M1, ed angolo di deviazione del flusso tδ. Off-Design
13 di un condotto convergente-divergente mediante Over-speed On-Design Off-Design
14 di un condotto convergente-divergente mediante variazione area di gola On-Design Off-Design
15 Diffusori senza problemi di avviamento On-Design Off-Design
16 Interazione urto normale/strato limite On-Design Off-Design Figure: Configurazione ad urto λ che tende a inspessire lo strato limite
17 Isolatore Figure: Treno di riflessioni di urti obliqui interagenti con lo strato limite; Mach in ingresso è supersonico, Mach in uscita è subsonico On-Design Off-Design
18 Diffusione esterna (Oswatisch) Figure: Due urti obliqui + urto normale On-Design Off-Design
19 Diffusione esterna (Oswatisch) di rampa con N urti η Presa supersonica migliora all aumentare del numero di urti n, MA......aumentano perdite parte subsonica Ottimo: n = 1 fino a M 0 = 2, n = 2 per 2 < M 0 < 2, 5,... On-Design Off-Design
20 Rampa con infiniti urti On-Design Off-Design La compressione avviene mente solo per il Mach ed angolo di attacco di progetto La geometria è identica ad un ugello a spina operante in flusso reverso
21 del concorde On-Design Figure: xxx Off-Design
22 Operazioni critiche, sub e super - critiche On-Design Off-Design Figure: xxx
23 S 2 geometria on-design Critical running as on-design operation mode; Optimal partition between external and internal compressions; External and internal compressions realized by oblique shocks of equal strength (optimal pressure recovery); Oblique shocks focused at a common point: external shocks at the cowl lip, internal shocks at a point on or below the body surface; Cowl lip aligned to the local flow slope (lower reflected shock strength); Normal shock located at the throat to allow critical operations. θ 2 = 42 B 2 A 2 = C 1 δ 2 = 12 compressions expansion S 1 B 2 θ 1 = 33 S 1 S 3 spilled mass flow captured mass flow A 2 = C 1 R 2 S 2 C 2 R C 2 1 δ 1 = 10 S 0 A 1 B 1 S 0 A 1 B 1 On-Design A 2 = C B ' B compressions expansion Off-Design S 1 B ' 2 B 2 S 1 spilled mass flow R 2 S 3 captured mass flow A 2 = C 1 C ' 2 C ' 2 C 2 C 2 S 2 S 0 S 0 A 1 B 1 A 1 B 1 Figure: Single and multiple oblique shocks design Figure: Shocks focused at or below the surface
24 geometria on-design There exists two options to define one intake geometry: # 1 to prescribe the values of the Mach number M th and flow deviation σ th at the throat (upstream the normal shock); # 2 to find the geometry yielding the maximum total pressure recovery η max. An inverse design procedure will find the geometry that satisfies either one of the two options Optimal Geometry 4 M=2.5 2x8 M th =M o 3 M=2.5 2x2 2 M=6.5 2x8 1 On-Design Off-Design M=6.5 2x Figure: Geometrie ottenute con diverso numero di rampe
25 geometria on-design Altitude 13 km Ambient Pressure (p ) kpa Ambient Temperature (T ) K Specific Heat Ratio (γ ) 1.4 Reference Dynamic Pressure (q ) 72.5 kpa Mach Number (M ) 2.5 Vehicle Angle of attack (α ) Air flow in the intake (ṁ) 1050 kg/s Table: Free-stream conditions during cruise phase. Pressure (p 1 ) kpa Temperature (T 1 ) K Specific Heat ratio (γ 1 ) 1.35 Mach number (M 1 ) 2.37 Intake Angle of attack (α 1 ) 0 On-Design Off-Design Table: Conditions downstream the forebody shock
26 On-Design On-design performance 15 A 1 /A 2 ON: 2x8 Optimal On-Design Area ratio of Internal Duct 10 A 1 /A 2 ON: 2x8 M f =M o /2 dev =-20 A 1 /A 2 ON: 2x2 Optimal A 1 /A 2 ON: 2x2 M f =M o /2 dev =-8 Off-Design Free-stream Mach number
27 y y y y Off-Design Flusso Sub-critico x x Figure: (Top) Mach number di progetto = 2.5; (Bottom) Mach= x x Figure: (Top) Mach = 2.3; (Bottom) Mach=2.0. On-Design Off-Design
28 X0 X0 Off-Design Modello semplificato di flusso Sub-critico Y M0 A0 Ipotesi : µ β1 β 28 Bowshock iperbolico Linea sonica rettilinea βs : angolo di distacco β Riemann S ξ standoff βs linea sonica urto iperbolico (vertice ) M th =1 condizione di continuità S λs.. min mout cowl lip λb X On-Design Off-Design
29 Off-Design Flusso Super-critico Off-design Flowfields (Mach number) 5 M = M = M = M = M = On-Design Off-Design Figure: Mach number di progetto = 2.5; Mach fuori progetto da 2.5 a
30 Off-Design Geometries designed at: M = 2.5, M th = 1.25 and σ th = 10 deg M = 4.5, M th = 2.25 and σ th = 10 deg Total pressure recovery Off-design performance P0i/P0f (tot) M o =2.5 M t =1.25 dev=-10 Subcr P0i/P0f (tot) M o =2.5 M t =1.25 dev=-10 Crit 0.1 P0i/P0f (tot) M o =4.5 M t =2.25 dev=-10 Subcr P0i/P0f (tot) M o =4.5 M t =2.25 dev=-10 Crit Free-stream Mach number Mass flow Off-design performance Mass Flow M o =2.5 M t =1.25 dev=-10 Subcr Mass Flow M o =2.5 M t =1.25 dev=-10 Crit Mass Flow M o =4.5 M t =2.25 dev=-10 Subcr Mass Flow M o =4.5 M t =2.25 dev=-10 Crit Free-stream Mach number 1.0 Off-design performance 1.0 Intake Characteristic Curve On-Design Off-Design Capture area ratio Total Pressure Recovery Capture Area Ratio M o =2.5 M t =1.25 dev=-10 Subcr Capture Area Ratio M o =2.5 M t =1.25 dev=-10 Crit 0.2 P0i/P0f (tot) M o =2.5 M t =1.25 dev=-10 Subcr P0i/P0f (tot) M o =2.5 M t =1.25 dev=-10 Crit 0.1 Capture Area Ratio M o =4.5 M t =2.25 dev=-10 Subcr 0.1 P0i/P0f (tot) M o =4.5 M t =2.25 dev=-10 Subcr Capture Area Ratio M o =4.5 M t =2.25 dev=-10 Crit t P0i/P0f (tot) M o =4.5 M =2.25 dev=-10 Crit Free-stream Mach number Capture area ratio
31 Off-Design On-Design Off-Design
Corso di Motori Aeronautici
Corso di Motori Aeronautici Mauro Valorani Laurea Magistrale in Ingegneria Aeronautica (MAER) Sapienza, Università di Roma Anno Accademico 2011-12 Sett. 5: Prese Dinamiche ed Ugello propulsivo 1 PRESA
DettagliLecture 9 Ciclo Turbo-Gas Text:
Lecture 9 Text: Motori Aeronautici Mar. 8, 205 Mauro Valorani Univeristà La Sapienza 9.42 Agenda 2 3 4 9.43 Architettura Modulare dei Motori a Turbina a Gas The core of the engine (turbo-gas) can be thought
DettagliDesign di schiere nel piano interpalare
Lecture 15 nel Text: Motori Aeronautici Mar. 6, 015 nel Triangoli di Disegno di di Mauro Valorani Univeristà La Sapienza 15.79 Agenda nel 1 Triangoli di Triangoli di 3 Disegno di di Disegno di di 15.80
DettagliESAME DI AERODINAMICA 13/7/2009
ESAME DI AERODINAMICA 3/7/2009 Una presa d aria supersonica è progettata per funzionare a M = 2.6. se la sezione d ingresso ha un area A i = 0.58m 2, la sezione di gola in m 2 è: (b).32 (c).2 (d).4 (e).078
DettagliLecture 18. Text: Motori Aeronautici Mar. 26, Mauro Valorani Università La Sapienza. Analisi dimensionale delle turbomacchine
Lecture 18 Analisi Text: Motori Aeronautici Mar. 26, 2015 Analisi Mauro Valorani Università La Sapienza 18.331 Agenda Analisi 1 Numero di giri e 18.332 Analisi L analisi e il confronto tra le turbomacchine
DettagliEsame di Fluidodinamica delle Macchine (I modulo)
Esame di Fluidodinamica delle Macchine (I modulo Cognome/Nome Matricola N 5 Febbraio 014 1. Il flusso potenziale dovuto ad una sorgente posta a distanza a da una parete piana (si veda la Fig. 1 infinitamente
DettagliESAME DI AERODINAMICA 11/6/2012
ESAME DI AERODINAMICA /6/202 La velocità in un campo fluidodinamico bidimensionale è espressa, in m/s, da u = x y t,v = 2 y 2. La vorticità nel punto (x= -2 m, y= m) al tempo t=2 s è, in s : (a) -4 (b)
DettagliHIGH BYPASS RATIO TURBOFAN ENGINE App. J AIAA AIRCRAFT ENGINE DESIGN www.amazon.com
CORSO DI LAUREA SPECIALISTICA IN Ingegneria Aerospaziale PROPULSIONE AEROSPAZIALE I HIGH BYPASS RATIO TURBOFAN ENGINE App. J AIAA AIRCRAFT ENGINE DESIGN www.amazon.com LA DISPENSA E E DISPONIBILE SU http://www.ingindustriale.unisalento.it/didattica/
DettagliEsercizi di Esame.mcd (1/8)
Esercizi di Esame.mcd (/8) Un ugello convergente è collegato ad un condotto circolare (D : 3.99mm) nel quale è imposto un flusso di energia nel modo calore Q 2. All'uscita del condotto vi è un ugello divergente
DettagliFondamenti di Aerospaziale
Fondamenti di Aerospaziale Prof. Renato Barboni FLUSSO Quantità di una certa grandezza che nell unità di tempo attraversa una superficie S: x y di Volume: di massa: z m V (z) S Volume dz V = = S = SV dt
DettagliPresa dinamica. Istituto Tecnico G. P. Chironi - Nuoro - A.S. 2012/2013. Insegnamento di Aerotecnica e Costruzioni Aeronautiche
Presa dinamica Istituto Tecnico G. P. Chironi - Nuoro - A.S. 2012/2013 Insegnamento di Aerotecnica e Costruzioni Aeronautiche Prof. Giuliano Settore Deledda Tecnologico Indirizzo Trasporti e Logistica
DettagliESAME DI AERODINAMICA 26/3/2008
ESAME DI AERODINAMICA 26/3/2008 Un ala finita viene investita da una corrente d aria con velocità 60 m/s. In una sezione dell ala la circolazione vale -0 m 2 /s e l incidenza indotta vale 0.5. La resistenza
DettagliESAME DI AERODINAMICA 26/3/2008
ESAME DI AERODINAMICA 26/3/2008 Un ala finita viene investita da una corrente d aria con velocità 60 m/s. In una sezione dell ala la circolazione vale -0 m 2 /s e l incidenza indotta vale 0.5. La resistenza
DettagliTurbomacchine Impiegate in Aeronautica
Lezione 11 1 Turbomacchine Impiegate in Aeronautica Ci si occuperà ora in maggior dettaglio delle turbomacchine più diffuse nel campo aeronautico. Esse sono: Tra i compressori Compressore radiale centrifugo
DettagliCorso di Motori Aeronautici
Corso di Motori Aeronautici Mauro Valorani Laurea Magistrale in Ingegneria Aeronautica (MAER) Sapienza, Università di Roma Anno Accademico 2011-12 Sett. 12: Condizioni di matching di componenti 1 Compressor
DettagliFlussi Di Fanno. 1 Definizione del flusso di Fanno
Flussi Di Fanno 1 Definizione del flusso di Fanno Si consideri un flusso adiabatico all interno di un condotto a sezione costante, in presenza di attrito e senza scambio di lavoro con l esterno. Tale regime
DettagliESAME DI AERODINAMICA 11/02/2015
ESAME DI AERODINAMICA 11/02/2015 In un profilo alare non simmetrico, al diminuire dell angolo di incidenza, la coordinata del centro di pressione: (a) tende verso il bordo di attacco (b) tende verso il
DettagliA 2 A 1 D = m L 34 := 4 f
Fanno.MC (/6) Un ugello convergente divergente è collegato ad un condotto adiabatico. Supponendo che: p o := 60 0 3 Pa f := 0.003 A 2 = 2.4 A := 4 in = 0.02 m eterminare, per L 34 =.5m e 5m, l'intervallo
DettagliPropulsione Aereospaziale
UNIVERSITY OF NAPLES FEDERICO II 1224 A.D. Propulsione Aereospaziale T. Astarita astarita@unina.it www.docenti.unina.it Versione del 2.4.2019 Prese d'aria I requisiti primari delle prese d'aria (Fig A380)
DettagliMoto Monodimensionale in Condotti. Esercizi
Moto Monodimensionale in Condotti Fluido Comprimibile Esercizi 2D axisymmetric, ideally contoured nozzle upon startup. http://flowgallery.stanford.edu/research.html Moti Monodimensionali - Applicazioni
DettagliFlussi comprimibili [1-11]
Politecnico di Milano Facoltà di Ingegneria Industriale Corso di Laurea in Ingegneria Aerospaziale Insegnamento di Propulsione Aerospaziale Anno accademico 2011/12 Capitolo 3 sezione c_i Flussi comprimibili
DettagliSistema di Propulsione. Lanciatori. Trieste, 09 Giugno
Sistema di Propulsione Lanciatori Trieste, 09 Giugno 2008 1 SOTTO-SISTEMI SISTEMI Trieste, 09 Giugno 2008 2 Utilizzo Operazioni di lancio Trasferimenti orbitali Mantenimento della missione Controllo di
DettagliNegli anni 60 la NASA sviluppò profili aventi migliori prestazioni nel subsonico rispetto ai profili largamente usati ai tempi che erano profili NACA
SCELTA DEI PROFILI A nostro avviso risulta molto importante la scelta di profili che mantengano buone prestazioni nel campo del transonico. Infatti tutti gli aerei commerciali, e anche il nostro, volano
DettagliMcGraw-Hill MECCANICA DEI FLUIDI. Mc Graw Hill. Education SOLUZIONI DEGLI ESERCIZI CAPITOLO
g l i e s e r c i z i a r i d i McGraw-Hill Yunus A. Çengel John M. Cimbala per l'edizione italiana Giuseppe Cozzo Cinzia Santoro MECCANICA DEI FLUIDI III EDIZIONE SOLUZIONI DEGLI ESERCIZI CAPITOLO Mc
DettagliCorso di Motori Aeronautici
Corso di Motori Aeronautici Mauro Valorani Laurea Magistrale in Ingegneria Aeronautica (MAER) Sapienza, Università di Roma Anno Accademico 2011-12 Sett. 10: Perdite nelle Turbomacchine 1 Disegno della
DettagliCompressore e turbina [1-19]
Politecnico di Milano Facoltà di Ingegneria Industriale Corso di Laurea in Ingegneria Aerospaziale Insegnamento di Propulsione Aerospaziale Anno accademico 2011/12 Capitolo 4 sezione c Compressore e turbina
DettagliCAP 3 Portanza aerodinamica, profili ed ali
Corso di MECCANICA DEL VOLO Modulo Prestazioni CAP 3 Portanza aerodinamica, profili ed ali Prof. F. Nicolosi Corso di Meccanica del Volo - Mod. Prestazioni - Prof. F. Nicolosi 1 FORZE AERODINAMICHE Per
DettagliLecture 14 L equazione di Eulero Text:
Lecture 14 Text: Motori Aeronautici Mar. 6, 015 Mauro Valorani Univeristà La Sapienza 14.58 Agenda 1 3 14.59 Bilancio microscopico Momento Polare Il momento polare d L, valutato in un punto P del campo
Dettaglinumero di Mach sulla superficie del cono
Si noti che, con eccezione di M 2 = 1 (curva tratteggiata a tratto lungo), nella figura precedente non sono state diagrammate le curve a M 2 costante (cioè il numero di Mach subito a valle dell onda d
DettagliESAME DI AERODINAMICA 12/12/2006
ESAME DI AERODINAMICA 12/12/2006 La velocità indotta nel piano y-z passante per l origine da un filamento vorticoso rettilineo semi-infinito disposto lungo l asse x e con origine in x=0, rispetto a quella
DettagliIl vento in galleria
Modulo di formazione La Fisica del Volo: Un approccio didattico alla fluidodinamica A.A. 2010-2011 Il vento in galleria Progetto Lauree Scientifiche Nella scorsa puntata.. La portanza come reazione alla
DettagliPROGETTO DELL ALA Parte I
PROGETTO DELL ALA Parte I Progetto dell ala: requisiti ed obiettivi REQUISITI Fornire le migliori prestazioni economiche possibili e la flessibilità operativa Garantire le prestazioni di volo a differenti
DettagliESAME DI AERODINAMICA 29/3/2007
ESAME DI AERODINAMICA 29/3/2007 Un ala a pianta ellittica e distribuzione ellittica di portanza ha allungamento 6 ed apertura alare 2 m. Quando si muove in aria alla velocità di 50 km/h e sviluppa un C
DettagliMOTORI PER AEROMOBILI
MOTORI PER AEROMOBILI Cap. 5 COMPRESSORE CENTRIFUGO 1.1 Principio di funzionamento del compressore centrifugo Consiste essenzialmente di un corpo o carcassa (casing), contenente una girante (impeller)
DettagliFlussi Di Rayleigh. 1 Definizione del flusso di Rayleigh
Flussi Di Rayleigh 1 Definizione del flusso di Rayleigh Il flusso di Rayleigh descrive molti casi di interesse pratico come i processi di combustione nelle camere di combustione o il moto di un fluido
DettagliESAME DI AERODINAMICA 29/3/2007
ESAME DI AERODINAMICA 29/3/2007 Un ala a pianta ellittica e distribuzione ellittica di portanza ha allungamento 6 ed apertura alare 12 m. Quando si muove in aria alla velocità di 150 km/h e sviluppa un
DettagliLez. 22: Prestazioni Fuori Progetto di Compressori
Confronto fra progetto e verifica Lez. 22: Prestazioni Fuori Progetto di Compressori Prestazioni Fuori Progetto di Compressori Stadio singolo Il progetto del singolo stadio è effettuato per valori di portata
DettagliLecture 15 Equilibrio radiale Text:
Lecture 15 Text: Motori Aeronautici Mar. 26, 2015 Mauro Valorani Univeristà La Sapienza 15.279 Agenda 1 2 15.280 Quando le pale presentano un forte sviluppo, si deve studiare il flusso non solo nel piano
DettagliCorso di Motori Aeronautici
Corso di Motori Aeronautici Mauro Valorani Laurea Magistrale in Ingegneria Aeronautica (MAER) Sapienza, Università di Roma Anno Accademico 2011-12 Sett. 12: Condizioni di matching di componenti 1 Compressor
DettagliOnde d urto normali ed oblique [1-33]
Politecnico di Milano Facoltà di Ingegneria Industriale Corso di Laurea in Ingegneria Aerospaziale Insegnamento di Propulsione Aerospaziale Anno accademico 2011/12 Capitolo 3 sezione c Onde d urto normali
DettagliLez. 20: Turbine ad azione
Condizioni di ristagno allo scarico del rotore Lez. 0: Turbine ad azione Lavoro di turbina ad impulso Si consideri un triangolo delle velocità generico per una turbina ad impulso (grado di reazione: Λ
DettagliFluidodinamica delle Macchine ING-IND/06. Settore scientifico disciplinare (SSD) Anno di corso 1. Numero totale di crediti
Insegnamento Livello e corso di studio Settore scientifico disciplinare (SSD) Fluidodinamica delle Macchine Laurea Magistrale in Ingegneria Meccanica LM33 ING-IND/06 Anno di corso 1 Numero totale di crediti
DettagliESAME DI AERODINAMICA 10/9/2012
ESAME DI AERODINAMICA 10/9/2012 Se un aereo Boeing 727 sviluppa un C L pari a 16 volte il suo C D, quale distanza (in Km) può percorrere in volo planato partendo da un altezza di 7500 m se all improvviso
DettagliCorso MS FLUSSI VISCOSI. Docente Fabrizio Nicolosi
Corso MS FLUSSI VISCOSI Docente Fabrizio Nicolosi Dipartimento di Università di Napoli Federico II e.mail : fabrnico@unina.it OVERVIEW Flussi non viscosi Strato limite (Boundary Layer) Numero di Reynolds
DettagliOnde di espansione. Variazioni temporali. Non stazionario. Etc Etc Etc
Onde di espansione Tipo di Fluido Effetti di compressibilità Variazioni temporali Effetti dissipativi Dimensioni spaziali Gas 1D Liquido Incompressibile Stazionario Flusso viscoso 2D Bifase Compressibile
DettagliCorso di Motori Aeronautici
Corso di Motori Aeronautici Mauro Valorani Laurea Magistrale in Ingegneria Aeronautica (MAER) Sapienza, Università di Roma Anno Accademico 2011-12 Sett. 4: Turbo-Getto 1 TURBOGETTO SEMPLICE SCHEMA A BLOCCHI
DettagliCorso di Motori Aeronautici
Corso di Motori Aeronautici Mauro Valorani Laurea Magistrale in Ingegneria Aeronautica MAER) Sapienza, Università di Roma Anno Accademico 20-2 Sett. 2: Elementi di flussi compressibili Modello di flusso
DettagliPer δ > δ max non esiste un'onda d'urto obliqua in grado di deviare la corrente dell'angolo δ. Nel caso di γ = 1.4, ciò accade, ad es.
Per δ > δ max non esiste un'onda d'urto obliqua in grado di deviare la corrente dell'angolo δ. Nel caso di γ = 1.4, ciò accade, ad es., qualunque sia il numero di Mach a monte della corrente, se δ > 45.58
DettagliAerodinamica Ipersonica
Indice Aerodinamica Ipersonica da a Capitolo I: Problematica Ipersonica 1. Peculiarità del campo ipersonico...... 1 2 2. Effetti Aerodinamici...... 2 5 3. Effetti Termochimici...... 5 9 4. Effetti Diffusivi......
DettagliUgelli subespansi M 1 P. d P 2. Report to: Dario Isola
Ugelli subespansi Report to: Dario Isola darioisola@hotmail.com Il flusso che si genera a valle di un ugello subespanso è di natura alquanto complessa e una sua descrizione quantitativa e qualitativa può
DettagliFLUSSO COMPRIMIBILE NEI CONDOTTI FISSI
FLUSSO COMPRIMIBILE NEI CONDOTTI FISSI La seguente trattazione riguarda tutti i condotti fissi a sezione variabile la cui lunghezza è confrontabile con la loro dimensione trasversale. Tali condotti possono
Dettaglikw. Lambda Echos APPLIED. < Applied
54 327 kw Lambda Echos Condizionatore d aria autonomo solo freddo o pompa di calore con compressori scroll in versione Roof-Top. Configurazioni HP: Condizionatore tipo in pompa di calore reversibile LN:
DettagliStudio di massima di un turbocompressore aeronautico ad alto rapporto di compressione
Studio di massima di un turbocompressore aeronautico ad alto rapporto di compressione CANDIDATO Emidio Palestini RELATORE: Chiar.mo Prof. Luca Piancastelli Anno Accademico 2009-2010 Sessione III Obiettivi
DettagliLecture 4. Text: Motori Aeronautici Mar. 6, Mauro Valorani Univeristà La Sapienza. Equazioni del moto dei fluidi
Lecture 4 Equazioni del Text: Motori Aeronautici Mar. 6, 2015 Equazioni del Mauro alorani Univeristà La Sapienza 4.39 Agenda Equazioni del 1 2 4.40 Modelli Macroscopico a Equazioni del Ipotesi: volume
DettagliLaboratorio Sperimentale di Aerodinamica
Dipartimento di Ingegneria Meccanica e Aerospaziale Laboratorio Sperimentale di Aerodinamica Giorgia Sinibaldi (giorgia.sinibaldi@uniroma1.it) A.A. 2018/2019 Info corso Idoneità Laboratorio (giovedì pomeriggio
DettagliESAME DI AERODINAMICA 16/4/2007
ESAME DI AERODINAMICA 6/4/2007 Un ala a pianta ellittica e distribuzione ellittica di portanza ha allungamento 6 ed apertura alare 2 m. Quando si muove in aria alla velocità di 50 km/h e sviluppa un C
DettagliA B C D E F G H I J K L M N O P Q R S T U V W X Y Z
Nota bene: prima di cominciare scrivere chiaramente il proprio nome e cognome sui fogli e sui diagrammi allegati. I dati del compito sono personalizzati secondo le iniziali: nel seguito, N indica il numero
Dettagli12c Impianto frigorifero - compressore volumetrico dimensionamento
Uniersità degli studi di Bologna D.I.E.M. Dipartimento di Ingegneria delle Costruzioni Meccaniche, Nucleari, Aeronautiche e di Metallurgia c Impianto frigorifero compressore olumetrico dimensionamento
DettagliCAP 2 Flussi viscosi e resistenza aerodinamica
Corso di MECCANICA DEL VOLO Modulo Prestazioni CAP 2 Flussi viscosi e resistenza aerodinamica Prof. F. Nicolosi Corso di Meccanica del Volo - Mod. Prestazioni - Prof. F. Nicolosi 1 RESISTENZA AERODINAMICA
DettagliUNIVERSITA DEGLI STUDI DI BOLOGNA
UNIVERSITA DEGLI STUDI DI BOLOGNA FACOLTA DI INGEGNERIA Corso di laurea in Ingegneria meccanica sede di Bologna Elaborato finale di laurea in Disegno Tecnico Industriale STUDIO DELLA SISTEMAZIONE DEL GRUPPO
DettagliESAME DI AERODINAMICA 14/06/2013
ESAME DI AERODINAMICA 14/06/2013 La derivata della retta C L in fuzione di α, per un ala finita di allungamento 8 composta da profili sottili simmetrici e lungo la quale si realizza una distribuzione di
DettagliDimensionamento di massima di una turbina a vapore ad azione
ad azione Giulio Cazzoli v 1.2 Maggio 2014 Si chiede di effettuare il dimensionamento di massima di una turbina a vapore da utilizzarsi in un impianto cogenerativo in contropressione, le cui specifiche
DettagliSTUDIO ED OTTIMIZZAZIONE DI UNO STATORE A GEOMETRIA VARIABILE PER UNA MICROTURBINA BASATA SU COMPONENTI COMMERCIALI
ALMA MATER STUDIORUM UNIVERSITA DI BOLOGNA FACOLTA DI INGEGNERIA CORSO DI LAUREA IN INGEGNERIA MECCANICA STUDIO ED OTTIMIZZAZIONE DI UNO STATORE A GEOMETRIA VARIABILE PER UNA MICROTURBINA BASATA SU COMPONENTI
DettagliIMPIANTI ENERGETICI PER L INDUSTRIA TESSILE. RACCOLTA di ESERCIZI con SOLUZIONI
IMPIANTI ENERGETICI PER L INDUSTRIA TESSILE RACCOLTA di ESERCIZI con SOLUZIONI ESERCIZIO n.1 Del circuito idraulico rappresentato in Figura 1 in sono noti: Diametro delle tubazioni D 1 = D 2 = 0.5 m Lunghezza
DettagliPropulsione Aereospaziale
UNIVERSITY OF NAPLES FEDERICO II 1224 A.D. Propulsione Aereospaziale T. Astarita astarita@unina.it www.docenti.unina.it Versione del 29.3.2019 Generatore di gas Propulsione Aerospaziale PA3 Ciclo TJ -
DettagliONDE DI ESPANSIONE devia per la presenza di un angolo concavo della superficie, tale deviazione è resa possibile da un'onda d'urto obliqua
ONDE DI ESPANSIONE Si è visto in precedenza che, quando una corrente supersonica che fluisce su una parete devia per la presenza di un angolo concavo della superficie, tale deviazione è resa possibile
DettagliCompito 21 Giugno 2016
Compito 21 Giugno 2016 Roberto Bonciani e Paolo Dore Corso di Fisica Generale 1 Università degli Studi di Roma La Sapienza Anno Accademico 2015-2016 Compito di Fisica Generale I per matematici 21 Giugno
DettagliCorso di Fluidodinamica delle Macchine
Corso di Flidodinamica delle Macchine A.A. 0-03 Capitolo I-3: Flssi non viscosi sbsonici, transonici e spersonici Flsso Transonico Trbine Nozzle Pagina Flsso sbsonico stazionario Qesti sono rappresentati
DettagliLecture 13. Text: Motori Aeronautici Mar. 26, Mauro Valorani Univeristà La Sapienza. Introduzione alle turbomacchine.
Lecture 13 Text: Motori Aeronautici Mar. 26, 2015 Mauro Valorani Univeristà La Sapienza 13.237 Agenda 1 2 13.238 01 01 0 1 00 11 000 111 000 111 000 111 000 111 000 111 000 111 000 111 000 111 000 111
DettagliLezione VIII Considerazioni sul rapporto caratteristico del manovellismo. Considerazioni sul rapporto λ
Considerazioni sul rapporto λ Per quanto detto, sembrerebbe, da un lato conveniente ridurre il rapporto caratteristico del manovellismo in quanto così facendo si riduce la spinta sul cilindro pari a essendo
DettagliStudio di fattibilità di un velivolo supersonico a decollo verticale dotato di motori alternativi
Alma Mater Studiorum Università di Bologna Seconda Facoltà di Ingegneria Corso di Laurea in Ingegneria Aerospaziale Studio di fattibilità di un velivolo supersonico a decollo verticale dotato di motori
DettagliRendimento globale: Assegnati combustibile. rapporto
Esoreattore (turbogetti o ramjets) Spinta: Velocità efficace: Resistenza ram Spinta del getto: Spinta netta (condizioni adattamento: ): Impulso specifico all aria: Consumo specifico di combustibile (TSFC):
DettagliPerdite di carico in tubi cilindrici (i.e. correnti in pressione)
Perdite di carico in tubi cilindrici (i.e. correnti in pressione) Le perdite di carico in tubi cilindrici sono classificabili in due grosse categorie: - Perdite di carico distribuite: traggono origine
DettagliDispensa del corso di FLUIDODINAMICA DELLE MACCHINE
Disensa del corso di FLUIDODINAICA DELLE ACCHINE Argomento: Onde di ach e onde d'urto (flusso stazionario, non viscoso di un gas erfetto) Prof. Pier Ruggero Sina Diartimento di Ingegneria Prof. P. R. Sina
DettagliPrese d aria supersoniche [1-14]
Politecnico di Milano Facoltà di Ingegneria Industriale Corso di Laurea in Ingegneria Aerospaziale Insegnamento di Propulsione Aerospaziale Anno accademico 2011/12 Capitolo 4 sezione a2 Prese d aria supersoniche
DettagliLezione 5- L ala finita
Corso di MECCANICA DEL VOLO Modulo Prestazioni Lezione 5- L ala finita Prof. D. P. Coiro coiro@unina.it www.dias.unina.it/adag/ Corso di Meccanica del Volo - Mod. Prestazioni - Prof. D. Corio - Intro Il
DettagliPropulsione Aerospaziale Prova Scritta del 26 Giugno 2002
+ IH O 0 + Propulsione Aerospaziale Prova Scritta del 26 Giugno 2002 Esercizio n. 1 Un turbofan a flussi separati ha le seguenti caratteristiche assegnate: Quota di volo ; Mach di volo ; Rapporto di compressione
DettagliL USO DEGLI EUROCODICI STRUTTURALI NELLA PROGETTAZIONE ANTINCENDIO. dott. ing. Luca Ponticelli C.N.VV.F. (Area VII D.C.P.S.T.) Corso di aggiornamento
L USO DEGLI EUROCODICI STRUTTURALI NELLA PROGETTAZIONE ANTINCENDIO dott. ing. Luca Ponticelli C.N.VV.F. (Area VII D.C.P.S.T.) Corso di aggiornamento Roma, ISA 25/2/2010 1 LE METODOLOGIE PER LA VERIFICA
DettagliUrti Normali. Meccanica dei Fluidi: Modulo di Fluidodinamica AA A cura di: Alessandro Di Marco, PhD
Urti Normali eccanica dei Fluidi: odulo di Fluidodinamica AA 03-04 A cura di: Alessandro Di arco, hd Effetto del a sul flusso compressibile nei condotti Flusso Stazionario compressibile quasi unidimensionale
DettagliCiclo di Turbofan a Flussi Associati
Lezione 5 1 Ciclo di Turbofan a Flussi Associati Abbiamo visto Turbofan a flussi separati. Dal punto di vista delle prestazioni conviene miscelare i due getti prima dell espansione. Bisogna tener conto
DettagliGAS E DEI CICLI COMBINATI
OFF DESIGN DELLE TURBINE A GAS E DEI CICLI COMBINATI CORSO DI IMPIANTI PER LENERGIA L ENERGIA 2010 2011 Sommario Analisi Dimensionale Mappe caratteristiche ti di dei componenti Equilibrium running line
DettagliFlussi bidimensionali stazionari con piccole perturbazioni
Capitolo 2 Flussi bidimensionali stazionari con piccole perturbazioni 2.1 Equazione del potenziale Nell ipotesi di fluido ideale ed in assenza di onde d urto, le equazioni di conservazione (1.31), (1.32)
DettagliSTUDIO DI MASSIMA DELL INSTALLAZIONE DEGLI ACCESSORI SU DI UN MOTORE AERONAUTICO
UNIVERSITA DEGLI STUDI DI BOLOGNA FACOLTA DI INGEGNERIA Corso di Laurea in Ingegneria Meccanica LABORATORIO DI CAD STUDIO DI MASSIMA DELL INSTALLAZIONE DEGLI ACCESSORI SU DI UN MOTORE AERONAUTICO Tesi
DettagliTS8 - TS8F TS8W - TS8WF TS8 TS8F TS8W TS8WF
F W WF 1 CONFIGURATIONS CONFIGURAZIONI HYDRAULIC INPUT INPUT IDRAULICO MECHANICAL OUTPUT OUTPUT MECCANICO FIXED DISPLACEMENT CILINDRATA FISSA STANDARD (Shaft output) STANDARD (Uscita albero) BRAKE (F)
DettagliProva Scritta Gasdinamica (MSAR) Prof. Bernardo Favini
Prova Scritta Gasdinamica (MSAR) 18.02.2014 - Prof. Bernardo Favini 1. Un tubo d urto viene utilizzato per produrre un flusso in condizioni stazionarie in una determinata sezione a valle del setto, per
DettagliImpianti di Propulsione. Navale
A/A 0/ orso di: Impianti di Propulsione il motore diesel_ Navale Il motore diesel IPN08 Il motore diesel ilindrata π D C rapporto volumetrio di ompressione ρ + IPN07 IPN09 Il motore diesel: ilo ideale
Dettagli1 Accenni all aerodinamica del profilo e visualizzazione dello strato limite
Prefazione Come è ben noto, in ambito tecnico è necessario conoscere il moto dei fluidi. Il seguente lavoro di tesi nasce per apportare un contributo innovativo al miglioramento delle tecniche esistenti
DettagliCalcolo idraulico dell impianto INDICE
INDICE 1. PREMESSA... 2 2. SCHEMA DI FUNZIONAMENTO E SCHEMA IDRAULICO... 3 3. CALCOLO DELL IMPIANTO... 5 3.1. CALCOLO DELLA PREVALENZA TOTALE... 5 3.2. SCELTA DELLA POMPA... 7 3.3. PROBLEMI CONNESSI...
DettagliStudio di massima di un turbocompressore per uso aeronautico con riferimento ad un compressore esistente
Alma Mater Studiorum - Università degli Studi di Bologna Facoltà di Ingegneria Studio di massima di un turbocompressore per uso aeronautico con riferimento ad un compressore esistente Tesi di Laurea in
DettagliUnità di misura: spostamento in metri m, tempo in secondi s, velocità in m/s e accelerazione in m/s 2.
Cinematica Unità di misura: spostamento in metri m, tempo in secondi s, velocità in m/s e accelerazione in m/s 2. Moto rettilineo orizzontale: Sia x 0 posizione iniziale, v 0x velocità iniziale lungo x,
DettagliESERCIZI DA ESAMI ( ) Spinta delle terre
ESERCIZI A ESAMI (1996-23) Spinta delle terre Esercizio 1 Calcolare le pressioni a lungo e a breve termine esercitate dal terreno sul paramento verticale di un muro di sostegno, nell'ipotesi di assenza
Dettagliwhere: - Δp1 is the pressure drop due to straight lengths - Δp2 is the pressure drop due to single localized resistances where
CALCOLO DELLE TUBAZIONI PIPE CALCULATION Perdite di carico L acqua o il gas che circolano nelle tubazioni perdono progressivamente la propria pressione, a causa delle diverse resistenze che incontrano
DettagliSTUDIO DI UN TURBOCOMPOUND PER APPLICAZIONI AERONAUTICHE
STUDIO DI UN TURBOCOMPOUND PER APPLICAZIONI AERONAUTICHE Candidato: Enrico Fagioli Relatore:Prof. Ing. Luca Piancastelli ALMA MATER STUDIORUM UNIVERSITA DI BOLOGNA Obbiettivi della tesi: il seguente lavoro
Dettaglia) compressione adiabatica fino alla pressione p 2 = kg/cm 2 ;
PROBLEMI I primi tre problemi sono tratti dal libro P. Fleury, J.P. Mathieu, Esercizi di Fisica, Zanichelli (Bologna, 1970) che contiene i testi e le relative soluzioni, indicati dal loro numero e pagina
DettagliRecupero di calore da una micro-turbina a gas con un sistema di refrigerazione a vapore con ugello.
Recupero di calore da una micro-turbina a gas con un sistema di refrigerazione a vapore con ugello. La coproduzione di energia elettrica, termica e per la refrigerazione è una tecnica molto conosciuta
DettagliPillole di Fluidodinamica e breve introduzione alla CFD
Pillole di Fluidodinamica e breve introduzione alla CFD ConoscereLinux - Modena Linux User Group Dr. D. Angeli diego.angeli@unimore.it Sommario 1 Introduzione 2 Equazioni di conservazione 3 CFD e griglie
DettagliVerifica ed ottimizzazione di un turbocompound per applicazioni aeronautiche
Verifica ed ottimizzazione di un turbocompound per applicazioni aeronautiche Tesi di laurea di: Luca Bottonelli Relatore: Prof. Ing. Luca Piancastelli Correlatori: Prof. Ing. Gianni Caligiana Dott. Ing.
DettagliUniversità degli Studi Roma Tre Dipartimento di Ingegneria Corso di Teoria e Progetto di Ponti A/A Prof. Ing.
Analysis methods Simplified non-linear analysis: Simply supported Bridges Most of the bridges are built using a simply supported deck configuration. For the evaluation of the seismic behaviour of as-built
DettagliPolitecnico di Milano Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale
Politecnico di Milano Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale Corso di Impianti e Sistemi Aerospaziale IMPIANTO DI CONDIZIONAMENTO Alessandro Daniele Galluzzi Giugno 2016 1. Premessa. La presente relazione
DettagliINDICE 1 INTRODUZIONE 3 2 NORMATIVA DI RIFERIMENTO 3 3 PARAMETRI DEL TERRENO 3 4 PALI: LUNGHEZZA D ONDA 4
INDICE 1 INTRODUZIONE 3 2 NORMATIVA DI RIFERIMENTO 3 3 PARAMETRI DEL TERRENO 3 4 PALI: LUNGHEZZA D ONDA 4 5 SPINTA DELLE TERRE 4 5.1 SPINTA STATICA DEL TERRENO 4 5.2 SPINTA DEL TERRENO DOVUTA A SOVRACCARICHI
Dettagli