Verifica ed ottimizzazione di un turbocompound per applicazioni aeronautiche
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- Gianpiero Pozzi
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1 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. Enrico Troiani
2 Inquadramento del problema Dati del motore Dagli studi precedentemente effettuati sul motore 1900 JTD Fiat in configurazione AVIO si ottiene: Regime massimo di rotazione del motore = 5000 rpm Potenza massima = 294 Cv Rapporto compressione motore = 15,5:1 Pressione richiesta all aspirazione = 4,23 bar Portata in massa di aria richiesta = 921 kg/h Modello di calcolo per la valutazione dell impianto Modello elaborato in un precedente lavoro di tesi dall Ing. Pavani.
3 Verifica del modello Problematiche del modello di calcolo precedente 1) Fase di compressione: valutazione della compressione mediante trasformazioni isoentropiche rendimento dei vari stadi di compressione trascurati ipotesi semplificativa di calori specifici costanti 2) Fase di espansione: identificazione della miscela di gas di scarico con il solo ossido di carbonio (co) 3) Altitudini oggetto di studio: Studio dei sistemi di sovralimentazione e turbocompuond per soli 3 livelli di altitudine (a terra, 10 km e 20 km)
4 Ottimizzazione del modello 1) Fase di compressione: Variazione del calore specifico durante la fase di compressione Rendimenti dei vari stadi di compressione Implementazione dei parametri precedenti nel codice di calcolo 2) Fase di espansione: Miscela reale dei gas di scarico e calore specifico equivalente della miscela 3) Altitudini oggetto di studio: Divisione, in intervalli regolari di 400 metri, della fascia atmosferica da terra ai 20 km di quota
5 Fase di compressione Valutazione dei parametri atmosferici: Modello di Atmosfera Standard adottato nel 1976 dal United States Commitee on Extension to the Standard Atmosphere Andamento della della temperatura pressione ,000 10, , ,000 Pressione (Pa) ,000 Temperatura ( C) -30, , ,000-60, , Altezze (m) (m)
6 Fase di compressione Variazione del calore specifico: Utilizzo della funzione pressione isentropica definita come: IPR( T ) = E( T )/ R e della funzione entalpia: con: T ET ( ) = T HT ( ) = CP( T ) dt T 0 T 0 CP( T ) T dt Di queste funzioni si è utilizzata la forma polinomiale, ottimale per essere implementata nei fogli di calcolo: ET ( ) 1 N = A( N) T + A(2) LOG( T) N = 0 A(0) = A(1) = A(2) = HT ( ) 3 = A( N) T N = 0 A(0) = A(1) = A(2) = A(3) = N
7 Fase di compressione Parametri Garret per la scelta dei compressori: come nell elaborato da cui prende le mosse questo lavoro si è fatto riferimento al catalogo Garret, azienda leader nel settore, per la scelta dei compressori. Pressure Ratio: rapporto tra la pressione assoluta di uscita e quella di ingresso PR = ( Boost + Δ PIntercooler + Atmos) ( Atmos ΔPAirFilter) Corrected Air Flow: valore stimato della portata corretta in massa di aria CorrectedAirFlow = ActualFlow ([ AirTemp + 460]) Baro /13.95
8 Fase di compressione Modello di calcolo ottimizzato: Pressione in ingresso Temperatura in ingresso CorrectedAirFlow IPR(T ingresso) Scelta del compressore dalle mappe Garret Rapporto di compressione Rendimento T ( IPR ( T usc )) IPR T LOG ) ( β = ) + IPR ( T ) ( usc ing η pc Pressione in uscita Temperatura in uscita
9 Fase di compressione Esempio di calcolo per primo stadio a 10 km: Pa -50 C 106 lb/min IPR(T ingresso) GT 60 Rapporto di compressione = 2.6 Rendimento = 0.75 T ( IPR ( T usc )) IPR T LOG ) ( β = ) + IPR ( T ) ( usc ing η Pa 43 C pc 43 C 20 C
10 Codice Mathematica Programma per la compressione: Attraverso il software Mathematica si è prodotto uno script automatico che: inseriti i dati iniziali itera il procedimento appena visto fino ad ottenere in ingresso la pressione richiesta prevede l utilizzo di inter/aftercooler a discrezione dell utente ci fornisce di default in output temperatura e pressione all uscita di ogni stadio intermedio possibilità di visualizzare anche le altre grandezze in ogni punto del sistema
11 Fase di espansione Composizione dei fumi di scarico: Non disponendo dell esatta composizione dei gas di scarico del 1900 JTD si utilizza una composizione tipo per motori diesel tratta da manualistica Bosch O2 15% CO2 7% H2O 3% N2 75% Inq 0,3%
12 Fase di espansione Valutazione del cp equivalente della miscela: Valori tratti dal database del National Institute of Science and Technology (NIST) c = A+ Bt+ Ct + + p Dt E / t Stima del cp equivalente mediante media pesata dei cp dei vari elementi della miscela: c p miscela = c c 15 + c c 2.6 pn po pco ph O Funzione cp[x_] scriptata in Mathematica e inserita nei codici di calcolo per l espansione
13 Fase di espansione Parametri Garret per la scelta delle turbine: anche per la fase di espansione ci si attiene ai parametri forniti dalla Garret: Turbine Expansion Ratio (ER): rapporto di espansione dei gas di scarico al passaggio attraverso la turbina ( EMP + Atmos) ER = ( OutletP + Atmos) Turbine Corrected Flow: valore stimato della portata corretta dei gas di scarico in ingresso alla turbina TurbineCorrectedFlow = ActualFlow ([ GasTemp + 460]/519) ( Baro + EMP) /14.7
14 Modello di calcolo ottimizzato: 1) Calcolo della potenza specifica assorbita dal compressore (utilizzo della funzione polinomiale H[T] ) 2) Calcolo dello stato fisico (isentropico e reale) in uscita dalla turbina Autosufficienza del gruppo: Fase di espansione P = ΔH = H ( T ) H( T ) comp comp usc ing Calcolo h,t approssimato (cp=1): P = P =Δh η =Δh c t t t t iso reale h = h ( P / η ) T iso hut, = hit, Pc Tut, u, t i, t c t u, t iso Calcolo di un cp medio della miscela Calcolo, attraverso il cp medio, di un nuovo valore: Iterazione del procedimento, fino a che: h T ut, ut, ' T T ε ε = 0.5 ( n+ 1) ( n) ut, ut,
15 Fase di espansione Modello di calcolo ottimizzato: 3) Calcolo della pressione dei gas in uscita dallo stato di espansione Input: Pressione ingresso turbina p it, Volume specifico ingresso turbina v = R T it, it, it, / p pstadio vu = R Tu p v = R T p v = p v stadio u, iso u, iso k k i i stadio u p stadio
16 Fase di espansione Confronto fra i due modelli di calcolo per il primo stadio di espansione a 10 km: p = = T, = 1000 C it, Pa 10 bar it Corrected Gas Flow = 7,2 lb/min Turbina GT 15 Nuovo Modello Vecchio Modello p = Pa T ut, ut, = 785 C p = T ut, ut, = 850 C EP = 1.86 EP = 1.6 Pa
17 Programma per l espansione: Codice Mathematica Attraverso il software Mathematica si è prodotto uno script automatico che: inseriti i dati provenienti dalla fase di compressione valuta le corrispondenti espansioni valuta in automatico le proprietà della miscela di gas ci fornisce di default in output temperatura e pressione all uscita di ogni stadio intermedio possibilità di visualizzare anche le altre grandezze in ogni punto del sistema restituisce una stima della potenza teorica recuperabile dai gas
18 Analisi risultati simulazioni Layout dell impianto di sovralimentazione Fascia di di altitudini da m a terra m Aftercooler Motore Compressore Turbina GT 15 GT 15 Intercooler Compressore Turbina GT 40 GT 22 Intercooler Compressore Turbina GT 60 GT 40 Compressore Compressore Compressore Turbina GT 60 GT 60 GT 60 GT 35
19 Analisi risultati simulazioni Fascia di altitudini da m a m Andamento delle pressioni in uscita dall ultima turbina e stima della potenza teorica recuperabile Δ p = p 1bar UltimaTurbina pambiente Pressioni (P Pressione atmosfera Pressioni uscita turbina Altezze (m) 20 Potenze (kw) P teorica kw Altezze (m)
20 Analisi risultati simulazioni Fascia di altitudini da m a m Andamento delle pressioni in uscita dall ultima turbina e stima della potenza teorica recuperabile Δ p = p 1bar UltimaTurbina pambiente Pressioni (Pa) Pressione atmosferica Pressioni uscita turbina Altezze (m) Potenze (kw) P teorica kw Altezze (m)
21 Analisi risultati simulazioni Fascia di altitudini da m a 5200 m Andamento delle pressioni in uscita dall ultima turbina e stima della potenza teorica recuperabile Δ p= p p < 1 bar UscitaTurbina ambiente Pressioni (P Pressione atmosferica Pressioni uscita turbina Potenze (kw) Altezze (m) P teorica kw Altezze (m)
22 Analisi risultati simulazioni Fascia di altitudini da 4800 m a terra Andamento delle pressioni in uscita dall ultima turbina e stima della potenza teorica recuperabile Δ p = p p > 1bar UscitaTurbina ambiente Pressioni (Pa) Pressioni uscita turbina Pressione atmosferica 80 Altezze (m) Potenze (kw) P teorica kw Altezze (m)
23 Turbina radiale centripeta Dati di uscita dall ultimo stadio di espansione: Tusc = 584 C = 857,15 K husc = 1035 kj / kg huscteorico = 825 kj / kg pusc = 2,5 bar Δpusc ambiente 1,5 bar Δ h = 210 kj / kg turbocompound Dimensionamento di massima: considerando l espansione iso. fino a press. atmosferica Diametro Ingresso Turbina = 49 mm Diametro Uscita Turbina = 42mm kt = numero caratteristico di macchina = α = 10 η = 0.8 ing Num. Min. Pale = 18 T 0.28 La geometria prodotta non si dimostra soddisfacente dato l intervallo l di altitudini a cui la turbina deve lavorare
24 Turbina assiale ad azione Principali vantaggi nell uso di una turbina assiale: Possibilità di funzionamento entro un ampio range di potenze. Possibilità di variare la portata in volume dei fumi variando l arco d azione ( o di ammissione ) della turbina stessa. Maggiore semplicità costruttiva e minori costi rispetto ad altre soluzioni. Dimensionamento di massima: Δht 260 kj / kg m& tot = 0,272 kg/ s T = 525 C = 798,15 K T = 557 K t ing t out p = 1,95 bar p = 0,55 bar tin tout D = 180 mm n= rpm u h medio massima pala = 330 m/ s ηt = 0.79 = 10 mm α 1 = 21 Palettamento simmetrico N pale = 40 kj L kg P kw 62 75Cv
25 Turbina assiale ad azione σ σ Inconel mass pala = Andamento delle tensioni nella pala Rappresentazione della girante in Solid Edge Geometria modificata del bulbo
26 Conclusioni Il layout proposto soddisfa le richieste di sovralimentazione per il funzionamento del motore AVIO fino alla quota di m Il modello di calcolo proposto per le fasi di compressione ed espansione, grazie all utilizzo delle funzioni IPR(T), H(T), T(IPR) e alla valutazione della miscela dei gas di scarico, si dimostra decisamente ottimizzato rispetto alla soluzione precedente ed aderente all andamento reale delle trasformazioni La soluzione turbocompound proposta risulta molto promettente considerando la quantità di energia recuperata a fronte di un aumento della complessità impiantistica decisamente contenuto.
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