STUDIO DI MASSIMA DI UN FAN IN MATERIALE COMPOSITO PER DIESEL AERONAUTICO COMMON RAIL

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1 ALMA MATER STUDIORUM UNIVERSITA DEGLI STUDI DI BOLOGNA II FACOLTA DI INGEGNERIA CORSO DI LAUREA SPECIALISTICA IN INGEGNERIA AEROSPAZIALE TESI DI LAUREA in DISEGNO TECNICO AEROSPAZIALE STUDIO DI MASSIMA DI UN FAN IN MATERIALE COMPOSITO PER DIESEL AERONAUTICO COMMON RAIL Candidato: MATTEO LONTANI Relatore: Prof. Ing. LUCA PIANCASTELLI Correlatori: Prof. Ing. FRANCO PERSIANI Prof. Ing. GIAN MARCO SAGGIANI Prof. Ing. ENRICO TROIANI

2 Premessa Lo studio presentato rientra nell attività di ricerca, in atto presso il DIEM dell Università di Bologna, riguardante l applicazione di motori ad accensione per compressione in campo aeronautico I moderni sistemi di iniezione elettronica Common Rail garantiscono una migliore dosatura e polverizzazione del combustibile attraverso l aumento della pressione di iniezione del combustibile: ELEVATE POTENZE ELEVATI RAPPORTI POTENZA/PESO Considerando, inoltre, i CONSUMI NETTAMENTE INFERIORI rispetto ai turbofan i motori diesel rappresentano oggi un alternativa concorrenziale rispetto ai tradizionali propulsori turbofan

3 Obiettivi Dimensionamento di un Ventilatore Intubato (Ducted Fan) per scopi propulsivi, azionato da un motore diesel Common Rail Turbocompound (DIESELFAN) Lo studio è volto ad analizzare la possibilità di impiegare il DIESELFAN in sostituzione dei due propulsori turbofan di un business jet di riferimento: il Cessna 750 Citation X I propulsori turbofan rimangono superiori rispetto al dieselfan in termini di : POTENZA FORNITA (circa 6000 CV contro 4000CV) RAPPORTO POTENZA/PESO Il DIESELFAN consente però un notevole abbattimento dei costi di esercizio: RENDIMENTO CIRCA DOPPIO rispetto a quello del turbofan (42% contro 22%) ELIMINAZIONE DELL AUXILIARY POWER UNIT grazie ai ridotti consumi al minimo (5% del consumo max contro il 60% del turbofan) Punto chiave del progetto è stata la possibilità di utilizzare, come modello d riferimento, un fan studiato e sperimentato alla NASA, presso il Glenn Research Center (Ohio), per l ottenimento di basse rumorosità.

4 Il Cessna 750 Citation X Business jet di media taglia velocità max di crociera pari a Mach 0.92 FUSOLIERA AD AREA BAGNATA RIDOTTA Maggiore efficienza in crociera transonica ELEVATA FRECCIA ALARE (37 ) Aumento del numero di Mach critico PROFILI SUPERCRITICI Volume di fusoliera maggiore ALA BASSA Sruttura alare mono-componente Connessioni ala-fusoliera semplificate

5 Il Cessna 750 Citation X - Prestazioni Velocità di crociera max Mach 0.92 (945 km/h a quota metri) Autonomia chilometrica max 3300 NM (6100 km) (con 2 passeggeri e Mach di crociera 0.82) Peso a vuoto operativo Peso massimo carburante Peso massimo al decollo Peso massimo all atterraggio Peso massimo senza carburante Carico alare massimo Mach operativo massimo Rateo di salita massimo s.l.m. Quota di tangenza max certificata Distanza di decollo bilanciata Distanza di atterraggio lb (9800 kg) lb (5865 kg) lb (16375 kg) lb (14424 kg) 24400lb (11068 kg) 68.5 lb/ft 2 (472 kpa) ft/min (1113 m/min) ft (15545 m) 5140 ft (1567 m) 3400 ft (1036 m) A Mach 0.9 pari quantità di combustibile dei concorrenti a Mach 0.8, grazie ai motori efficienti e alla ridotta resistenza aerodinamica. Quantità di combustibile per 900 NM Citation X 1200 kg Hawker kg (-18%) Falcon kg (-37%)

6 Il Cessna 750 Citation X - Propulsione Soluzione tri-albero Aumento dell efficienza propulsiva (governata dalle massime temperature e pressioni ottenibili nel ciclo) Possibilità di scalare i componenti Minor lunghezza e maggior rigidezza rispetto all architettura bi-albero Due turbofan Rolls Royce/Allison AE 3007 C1 Spinta al decollo complessiva 60 kn Pale del fan ad elevata corda in titanio Elevata efficienza aerodinamica Elevata protezione contro il danneggiamento da oggetti esterni

7 Il motore diesel common rail Il motore in oggetto è un diesel 12 cilindri a V di 60 progettato in una precedente tesi. Caratteristiche principali Cilindrata: 19000cc Rapp. di compressione: 15,5 Numero di giri a regime: 3800 rpm Potenza max teorica: 2180 CV Peso: 350 Kg

8 Il sistema turbocompound Il motore è stato dotato di un sistema di recupero dell energia dissipata allo scarico, il TURBOCOMPOUND. Recupero di energia dai gas di scarico attraverso una turbina a valle del propulsore. Trasmissione del moto generato all albero motore attraverso una catena di ingranaggi, un accoppiamento idraulico e gli ingranaggi della distribuzione. Riducendo il numero di giri si ha incremento di coppia che, raggiunto il volano, determina un aumento di quantità di moto AUMENTO DI POTENZA (+1200 CV) SENZA CONSUMI AGGIUNTIVI AUMENTO DEL RENDIMENTO GLOBALE η T

9 Il fan NASA The Alterntive Low Noise Fan Il fan deriva dalla sperimentazione NASA riguardo l abbattimento del rumore generato SEZIONE LONGITUDINALE Modello testato in galleria del vento (con e senza trattamento acustico di parete) Diametro esterno Rapporto pressioni al decollo Velocità periferica al decollo N pale rotore N pale statore 56 cm m/s

10 Il fan NASA The Alterntive Low Noise Fan Meccanismo di riduzione del rumore generato Strato perforato Trattamento acustico di parete Elevato numero di pale rotoriche La scia a valle del rotore è più piccola, decade più rapidamente e da luogo a scale di turbolenza più piccole Riduzione del rumore generato dall interazione tra la turbolenza di scia del rotore e lo statore Substrato assorbente in Kevlar La configurazione completamente trattata mostra una significativa riduzione del rumore all interno di una vasta gamma di frequenze Scadimento delle prestazioni aerodinamiche: diminuzione della portata attribuibile alle perdite per attrito tra il flusso e la piastra perforata

11 Dimensionamento del fan Punto di partenza Ottimizzazione del fan in crociera imponendo: Triangoli di velocità in crociera SIMILI a quelli al decollo Triangoli di velocità al decollo COINCIDENTI ai triangoli NASA La SIMILITUDINE dei triangoli di velocità impone l uguaglianza del numero di Mach della velocità relativa (w) che investe la pala: CROCIERA V suono =295 m/s u w DECOLLO V suono =340 m/s V tip =V suono *M u =208.5 m/s V tip =V suono *M u =240.2 m/s v m Ai fini della SIMILITUDINE la fase di crociera richiede una diminuzione della velocità di rotazione V tip Ideale = V V tip Crociera = 1.15 L aumento di velocità periferica a terra è realizzabile dal motore ΩMotore = Ω Ω min max = = 1.32 Ω decollo =4380 rpm

12 Dimensionamento del fan Dati NASA A = ANASA PDecollo / PNASA = 2789cm 2 R tip = 28 cm R hub = 14 cm A FAN =1839 m 2 P =1300 CV Rtip = cm R tip NASA/R tip Nostro = 1.23 Fattore del quale scaleremo il fan NASA per adattarlo alle nostre esigenze progettuali DECOLLO CROCIERA (37000 piedi) Regime di rotazione Imponendo una velocità periferica Pari a quella del fan NASA otteniamo Ω decollo = rpm (99% NASA) Dividendo per il fattore di aumento della velocità all estremità al decollo Ω Crociera = rpm η TOT Rendimento globale del fan η TOT Decollo p = P TOT Q richiesta = 1470*10 3 = 0.89

13 Geometria Vista anteriore Vista posteriore Modello CATIA PALA ROTORE INNESTO AL MOZZO

14 Geometria profili dei palettamenti I profili utilizzati per le pale del rotore e dello statore sono profili transonici A DOPPIO ARCO DI CERCHIO a forma concavo - convessa Il bordo anteriore più affilato ritarda importanti fenomeni di comprimibilità, accelerando meno il flusso all ingresso ed impedendo così la formazione di onde d urto Mach < 0.75 Mach > 0.75 L ingresso più appuntito determina riduzione del campo di incidenze utilizzabili (alle quali cioè può lavorare con basse perdite e minima deviazione) Situazione opposta: il profilo lavora con minori perdite e con un più alto campo di incidenze utilizzabili rispetto al C4 e NACA 65

15 ANDAMENTO RADIALE DEL FLUSSO RELATIVO INGRESSO ROTORE POSIZIONE RADIALE ANDAMENTO LONGITUDINALE DEL FLUSSO ASSIALE MEDIO N DI MACH VELOCITA RELATIVA N DI MACH VELOCITA ASSIALE MEDIA POSIZIONE LONGITUDINALE

16 ANDAMENTO LONGITUDINALE DELLA PRESSIONE STATICA PRESSIONE STATICA (kpa) ANDAMENTO LONGITUDINALE DELLA PRESSIONE TOTALE POSIZIONE LONGITUDINALE PRESSIONE TOTALE (kpa) POSIZIONE LONGITUDINALE

17 GRADO DI REAZIONE Parametri caratteristici di funzionamento POSIZIONE RADIALE R = L REAZIONE = L w u u COEFFICIENTE DI FLUSSO RENDIMENTO ISOENTROPICO DI STADIO POSIZIONE RADIALE Φ = w m u POSIZIONE RADIALE η is = h h η is isoentropi ca adiabatica = 0.82

18 Perdite aerodinamiche di profilo Le perdite di profilo dipendono da vari fattori Geometria del palettamento Forma dello strato limite Separazione dello strato limite POSIZIONE RADIALE POSIZIONE RADIALE FATTORE DI DIFFUSIONE COEFF. DI DIFFUSIONE PERDITE DI PROFILO D = 1 c c Contributo monodimensionale u 0.2 < D < 0.45 i u + 2σc i Effetto della curvatura imposta alla corrente sulla distribuzione delle linee di flusso nel canale interpalare Non esiste comunque una funzione di correlazione attendibile tra D e Yp Poiché la teoria alla base delle Correlazioni non tiene conto dei FLUSSI SECONDARI generati da: Strato limite e Giochi alle pareti anulari dei palettamenti

19 Perdite per urto aerodinamico (shock) Se il n di Mach del flusso in entrata è superiore M critico nella zona anteriore dell estradosso il flusso diventa supersonico Nel tratto decelerante dell estradosso si ha la ricompressione del flusso attraverso la formazione di onde d urto oblique POSIZIONE RADIALE COEFF. DI PERDITA PER URTO POSIZIONE RADIALE N DI MACH NEL PUNTO DI SHOCK Le perdite associate sono comunque piccole (un ordine di grandezza inferiori alle perdite di profilo) e quindi trascurabili Se il flusso in entrata (assoluto o relativo) è già supersonico le perdite non sono più trascurabili

20 Spinta al decollo Portata massica m = kg/s Aumento di pressione p = Pa Velocità allo scarico v ex = 282 m/s F Decollo= p A + m vex = 23528N La spinta fornita dal fan è circa pari al 78% di di quella fornita da ciascuno dei due turbofan Rolls Royce AE 3700 C1 (30090N) I Ipotesi Parità di combustibile imbarcato Maggiore autonomia chilometrica (+91%) II Ipotesi Minore combustibile imbarcato Pari autonomia chilometrica Aumento dello spazio di decollo 1586 m (flap estesi a 15, condizioni ISA al livello del mare) 2242 m (+ 41%) Diminuzione del peso al decollo kg (MTOW) kg (-17%) Spazio di decollo pressochè invariato

21 Spinta in crociera Portata massica m = kg/s Aumento di pressione p = 6396 Pa Velocità allo scarico v ex = 245 m/s F Decollo = 10071N Stimiamo la resistenza dell aeromobile ipotizzando un coefficiente di resistenza Cd in fase di crociera pari a R Crociera = v 2 Crociera Cd SupAlare ρ Crociera = 11083N > 2 F Decollo I due fan non riescono a fornire la spinta necessaria a compensare la resistenza stimata alla velocità massima di crociera (M=0.92) La nuova velocità di crociera consentita a piedi e pari a M=0.86

22 Materiali di produzione L assenza del turbocompressore a valle del fan elimina la necessità di utilizzare materiali per temperature medio-alte come leghe di alluminio o titanio. Le pale di rotore e statore vengono realizzate in materiale composito a fibra di carbonio: Anima della pala in Rohacell XT (materiale espenso tipicamente usato nella fabbricazione di componenti in composito in ambito aerospaziale) Rivestimento costituito da diversi strati, a diversa inclinazione di tessuto di fibra di carbonio dello spessore di un decimo millimetro Il condotto ( gondola ) è realizzato con una struttura in composito di tipo sandwich Matrice in resina polimerica termoindurente con fibra di rinforzo in carbonio Struttura di rinforzo a nido d ape (honeycomb) in lega di alluminio

23 Architettura di trasmissione Ruote ricavate sull albero condotto che alimenta il resto della trasmissione (Potenza in uscita ~ 4000CV) Ruota solidale all albero A gomiti del motore diesel VD07 Ruota ricavata sull albero della turbina (Turbocompound) Cuscinetti volventi radiali a doppia corona di sfere Coppia conica a dentatura elicoidale

24 Alberi cavi in fibra di carbonio Architettura di trasmissione

25 Conclusioni Scopo della tesi è stato il dimensionamento di un Ventilatore Intubato (Ducted Fan) per scopi propulsivi, azionato da un motore diesel Common Rail Turbocompound (DIESELFAN). Il fan deriva da un modello NASA studiato per l abbattimento del rumore generato L impiego di tale sistema propulsivo per un business jet può rappresentare oggi un alternativa concorrenziale ai propulsori turbofan per business jet grazie all aumento di potenze assolute e specifiche ottenibili con i moderni sistemi di iniezione elettronica COMMON RAIL e ai sistemi TURBOCOMPOUND L mpiego del sistema propulsivo per un executive quale il Cessna 750 Citation X comporta: Spinta totale al decollo pari a 47056N (78% della spinta originale) Spinta totale in crociera (M 0.92 a piedi) pari a 10071N (90% della resistenza stimata) A parità di combustibile imbarcato e autonomia quasi raddoppiata Aumento spazio di decollo del 41% A pari autonomia e minor quantità di combustibile lo spazio di decollo è uguale Riduzione della velocità di crociera a M 0.86

26 Conclusioni I ridotti consumi del diesel al minimo (~ 5% del consumo max) rispetto al turbofan (~60%) ne consentono l utilizzo a terra in sostituzione dell APU Il diesel è inoltre più flessibile riguardo al regime di funzionameto, non dovendo rispettare la condizione di ottimo dei triangoli di velocità dei turbofan Alla luce di quanto esposto, l applicazione studiata, ossia un fan azionato da un motore diesel common rail turbocompound, sembra essere promettente per un futuro impiego come sistema propulsivo per un business jet di nuova concezione.