Studio di un bruciatore intermedio per un motore aeronautico turbocompound

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1 ALMA MATER STUDIORUM UNIVERSITA DI BOLOGNA FACOLTA DI INGEGNERIA CORSO DI LAUREA IN INGEGNERIA MECCANICA Studio di un bruciatore intermedio per un motore aeronautico turbocompound Tesi di laurea di: Davide Pede Relatore: Chiar.mo Prof. Ing. Luca Piancastelli

2 MOTIVAZIONI DELLO STUDIO Aumentare la potenza del turbocompound accoppiato al motore diesel VD007 mediante un bruciatore intermedio. Studiare il comportamento del gruppo a turbina Allison 250 c-18c 18.

3 Motore VD007 Motore Diesel Common-Rail di ultima generazione con le seguenti specifiche tecniche: Cilindrata V: 19000cc Rapp. di compressione: 15,5 Numero giri a regime n: 3800 rpm Peso: 350 Kg POTENZA MASSIMA: 2180 CV PORTATA ARIA IN MASSA: Qm = n/2 * V * hv * r = 3,6 kg/s hv = rendimento volumetrico = 0,91 r = densità a 50 C e 6,2 bar V = cilindrata del motore

4 Caratteristiche del gruppo Allison Il compressore è composto da sei stadi a flusso assiale e da uno stadio a flusso centrifugo, il rapporto di compressione complessivo è di 6,2:1. La parte motrice si compone invece di quattro stadi di turbina: a. Due dopo il primo bruciatore: trascinano il compressore e sono pertanto calettate sullo stesso albero. b. Due Turbine di potenza La portata massima elaborata a terra e in condizioni di potenza massima è circa 1,35 kg/s. La potenza sviluppata in queste condizioni è di 317 Cv. VELOCITA DI ROTAZIONE MASSIME: N1 = rpm N2 = rpm

5 Modifiche apportate al gruppo Allison Allison come sistema di sovralimentazione. Turbocompressore del motore diesel. Il diesel funziona come bruciatore per il gruppo turbogas Allison producendo contemporaneamente potenza meccanica Aumenta il salto di entalpia da sfruttare nel turbocompound attraverso un bruciatore intermedio supplementare,appositamente progettato.

6 Funzionamento Ordinario Diesel Vd 007 C T uscita dal diesel 1000 C T1 ELICA Aspirazione Gruppo Allison T2

7 Funzionamento Al Decollo Diesel Vd 007 C Bruciatore 1000 C B1 si aggira ELICA T1 Aspirazione Bruciatore intermedio 1350 C B2 Gruppo Allison T2

8 Funzionamento in emergenza Diesel Vd 007 In condizioni di avaria del motore diesel, la mandata del compressore è immessa nella camera di combustione del gruppo Allison. C Aspirazione B1 Bruciatore Bruciatore intermedio T1 B2 ELICA Gruppo Allison T2

9 Adattamento all uso con il motore diesel Portata turbina Allison 1,35 kg/s motore diesel 3,6 kg/s. La turbina Allison verrà ridimensionata in ogni sua parte in modo però da rispettare le condizioni di funzionamento della macchina originale. Vale a dire che si farà in modo che i triangoli di velocità si mantengano uguali al gruppo di partenza. L adattamento L alla portata massica del motore alternativo porterà dunque all aumento aumento del diametro medio di tutti i componenti. Inoltre, per mantenere le condizioni di similitudine di funzionamento sarà necessario far girare il gruppo ad un velocità minore in maniera da mantenere la stessa velocità periferica. La nuova velocità di rotazione del gruppo compressore e turbina N1 passa da a rpm. ω r = Vp

10 Configurazione in fase di decollo Caratteristiche aria al decollo: T0 = 15 C p0 = 1,01 bar b= = 6,2 L aria che esce dal compressore si trova a: T1 = T0* b (n-1)/n = 258 C p1 = 6,2 bar H0=Cp(T)* T= 286 kj/kg H1=576 kj/kg Prima di sovralimentare il diesel, riportiamo la temperatura dell aria compressa intorno ai 50 C attraverso uno scambiatore di calore (inter-cooler). L aria che alimenta il diesel si trova a: T1alim = 50 C p1 = 6,2 bar

11 Configurazione in fase di decollo I gas in uscita dal diesel hanno le seguenti caratteristiche: T2 = 1000 C p2 = 6,2 bar H2=1565 kj/kg Per determinare gli stati termodinamici dei gas in uscita dai gruppi di turbine si è utilizzata la condizione di autosufficienza dei gruppi Turbogas utilizzati: ht * (DH( turbina) ) = (DH( compressore)/ hc

12 Configurazione in fase di decollo Eseguendo i calcoli per entrambi gli stadi di espansione ed utilizzando i dati : h c = 0,75 h t =0,85 si è ottenuto in uscita dal generatore di gas: H3 = 1136 KJ/Kg T3= 695 C p3 =2 = 2 bar

13 Configurazione in fase di decollo Bruciatore intermedio Studio NACA sull efficienza della combustione per un bruciatore da 16 (406mm) ramjet. Condizioni operative: f = da 0,010 a 0,045 fuel ratio velocità = 80 m/s. Dimensionamento di massima del diametro per adeguare il bruciatore intermedio alle nostre esigenze. Si è supposto e=0,5 e dai dati sul motore e da valutazioni sulla potenza termica si è ricavato un f =0,03. 3 fumi = m& tot/ ρfumi= 5m / s ( V& ) f:rapporto combustibile/aria e: eccesso d aria A sez = portata/vel (fumi) = 0,07m 2

14 Caratteristiche bruciatore intermedio Stabilizzatore di fiamma a deflettore inclinato di 30 6 iniettori in corrispondenza della zona di combustione primaria 16 iniettori nella zona secondaria Sezione d ingresso d anulare Manicotto di controllo che intercetta il 20% della portata d aria convogliandola nella zona principale di combustione L uso di un deflettore inclinato fornisce un volume di espansione per la regione primaria di combustione,mantiene in tal modo una bassa velocità del flusso e consente di completare la combustione entro una lunghezza ridotta Efficienza del 95% in un range di f fra 0,01 e 0,045 con un sistema a doppia iniezione di combustibile Efficacia del controllo della miscelazione nella zona di combustione

15 Efficienza della combustione Dal grafico si nota come l efficienza l della combustione,nella configurazione adottata per questo bruciatore,sia costante ed elevata per un ampio range f (fuel( ratio)

16 Potenza del turbocompound Turbina ad azione a due salti di velocità possibilità di funzionamento a temperature molto elevate, come quelle dei fumi che escono dal bruciatore intermedio (1350 C); possibilità di funzionamento entro un ampio range di potenze: : si determina quindi il diametro delle giranti (e quindi il numero di palettamenti) ) in base alle esigenze specifiche; possibilità infine di variare la portata in volume dei fumi variando l arco di ammissione della turbina stessa. m& tot = 3,6 kg / s Δ T tin =1350 C p in 2 bar 390 kj / kg ht L = 243 kj P = L m& P utile kg 807 kw 1082 CV = η P = 0, ~ = 1028 CV o tot

17 conclusioni La presenza del bruciatore intermedio porta la potenza del turbocompound da 898cv a 1028cv,con un incremento di 130cv. Il turbocompound inoltre aumenta la sicurezza del velivolo grazie al completo disaccoppiamento dei due propulsori.

18 ALMA MATER STUDIORUM UNIVERSITA DI BOLOGNA FACOLTA DI INGEGNERIA CORSO DI LAUREA IN INGEGNERIA MECCANICA Studio di un bruciatore intermedio per un motore aeronautico turbocompound Tesi di laurea di: Davide Pede Relatore: Chiar.mo Prof. Ing. Luca Piancastelli