STUDIO DELL ADATTABILITA DEL MOTORE 1900 JTD AVIO ALL USO STRATOSFERICO Tesi di Laurea di: SIMONE PAVANI Relatore: Prof. Ing. LUCA PIANCASTELLI
Inquadramento del problema Progetto iniziale: Nato da una collaborazione tra CRF e Università di Bologna, ha puntato a modificare il motore Diesel FIAT 1900 JTD Common-rail per adattarlo all uso aeronautico(versione AVIO). Obiettivi iniziali: Aumento il rapporto potenza/peso del motore. Incremento del rapporto di compressione per innalzare la quota di ristabilimento a parità di potenza. Affidabilità del motore per 1800 h. Obiettivo di questa tesi: Studiare la realizzazione di un sistema di sovralimentazione per tale motore, adattandolo all uso stratosferico (volo a 20 km di quota)
Inquadramento del problema Dati disponibili: Dagli studi precedentemente eseguiti, fissando: pressione massima in camera di combustione=180 bar regime massimo di rotazione del motore=5000 rpm, si sono ottenuti i seguenti risultati: Potenza massima = 294 Cv Rapporto compressione motore = 15,5:1 Pressione ingresso motore = 4,23 bar Portata in massa d aria richiesta = 921 kg/h
Impostazione del lavoro Facendo riferimento al catalogo della Garrett, azienda leader nel settore dei turbocompressori, ho eseguito una scelta dei compressori e delle turbine più adatte allo scopo. A tal fine è stato necessario utilizzare le formule fornite nel catalogo che permettono di entrare nelle mappe con i valori calcolati. Ho suddiviso il procedimento in 2 parti: Analisi compressione Analisi espansione Sfruttando il programma Mathematica, ho eseguito un procedimento iterativo, che mi ha permesso di valutare le varie grandezze in gioco.
Bisogna calcolare: Scelta compressori Pressure Ratio (PR)= rapporto tra la pressione assoluta di uscita e la pressione assoluta di ingresso. PR = ( Boost + ΔPIntercooler + Atmos) ( Atmos ΔPAirFilter) dove: Boost = pressione nel condotto d aspirazione [psi] ΔPIntercooler = caduta di pressione all intercooler [psi] ΔPAirFilter = caduta di pressione al filtro dell aria [psi] Atmos = pressione atmosferica(=14.7 psi a livello del mare) [psi] Corrected Airflow = valore stimato della portata corretta in massa d aria, tenendo conto della densità dell aria (a temperatura e pressione ambiente). CorrectedAirFlow = ActualFlow Baro /13.95 ([ AirTemp + 460] / 545) dove: - Air Temp = temperature dell aria [ F] - Baro = pressione barometrica [psi] - Actual Flow = portata in massa di aria che entra nel motore [lb/min]
Studio a 20 km Temperatura = 216,65 K = -56,5 C = -69,7 F Pressione = 5475 Pa = 0,794 psi Densità = 0,088 kg/m 3 per mantenere in ingresso al motore la pressione d alimentazione voluta, sarebbe necessario un rapporto di compressione elevatissimo: R=4,23/0,05475=77
1 stadio di compressione (Bassa Pressione) ActualFlow = 921/(0,454*60) = 33,84 lb/min => Corrected AirFlow = 503 lb/min Questa portata d aria è troppo elevata per qualsiasi compressore presente nel catalogo, quindi è necessario dividerla tra più macchine. Si ricorre al compressore che elabora la portata maggiore, scegliendo un valore sulla mappa in corrispondenza del quale si abbia un PR più alto possibile, mantenendoci sufficientemente lontani dalle zone di pompaggio (surge line) e di minimo rendimento (choke line) GT60 503 / 150 3 servono 3 GT60 in parallelo
Procedimento di calcolo Si ha quindi il nuovo valore di portata: CorrectedAirFlow20km / 3 = 503/ 3 = 167,7 lb/min Entrando nella mappa ottengo: p2c 1 = = 3,6 η I p cgt β 60 = 0, 70 1c Ricavo poi temperatura e pressione in uscita dal 1 stadio di compressione: T1 = T0 β1 k 1 k = 312,4K 39 C baro = baro km β = 2,86 psi 0, 2bar 1 20 1 Allo stesso modo si procede per gli stadi successivi, finché non si arriva alla pressione di alimentazione voluta (4,23 bar).
Stadi successivi Negli altri stadi di compressione si segue lo stesso procedimento e si giunge ai seguenti risultati: β = 3,6 m& 168lb / η = 0,68 β = 4 min m & = 49,5lb / min η = 0,65 2 stadio 3 stadio 1 compressore GT60 1 compressore GT40 β 1,6 m& 11lb / min η = 0,75 4 stadio 1 compressore GT15
Formule Garrett per studio turbine: Scelta delle turbine 1)Portata corretta dei gas di scarico(co) (ingresso turbina) TurbineCorrectedFlow = dove: ActualFlow -Gas Temp = temperature dei gas di scarico [ F] ([ GasTemp + 460] / 519) ( Baro + EMP) /14, 7 -EMP (=Exhaust Manifold Pressure) = pressione nel collettore di scarico [psi] -Baro = pressione barometrica (esterna) [psi] -Actual Flow = portata in massa di gas che esce dal motore (ipotizzata pari a quella di aria in ingresso al motore stesso) [lb/min] 2)Turbine Expansion Ratio (ER) = rapporto di espansione dei gas di scarico al passaggio attraverso la turbina ( EMP + Atmos) ER = OutletP + Atmos ( ) dove: -OutletP = pressione di uscita dalla turbina [psi] -Atmos = pressione atmosferica(=14.7 psi a livello del mare) [psi]
Procedimento di calcolo Può essere schematizzata in tre fasi: 1. calcolo della potenza specifica assorbita dal compressore(in base ai dati ricavati dallo studio del corrispondente stadio di compressione); P c = Δh η ciso c = Δh creale ΔT η ciso c 2. calcolo dello stato fisico (isoentropico e reale) in uscita dalla turbina (temperatura ed entalpia): AUTOSUFFICIENZA GRUPPO: P = P = Δh η = Δh c t t iso t t reale CALCOLO h,t approssimato(c p =1): CALCOLO c p medio ( Pc t ) Tu t h uiso, t = hi, t / η iso, h u, t = hi, t Pc Tu, t CALCOLO h,t effettivi (procedim.iterativo) 3. calcolo della pressione dei gas in uscita dallo stadio di espansione.
Procedimento di calcolo 3. calcolo della pressione dei gas in uscita dallo stadio di espansione. Input: R = 297 J/kg K = costante del gas (CO) p i,t = pressione ingresso turbina v i,t = R T / p i,t i,t = volume specifico ingresso turbina p p p stadio stadio i v k i v v = u = R T u, iso p = R T stadio u v k u u, iso Output: p stadio
Stadi espansione a 20 km: risultati 1 stadio: η = 0,70 m& 7,2lb / min β = EP = 1,57 1 turbina GT15 p Istadio = 633094Pa 6, 33bar 2 stadio: η = 0,75 m& 10,6lb / min β = EP = 3,44 1 turbina GT20 p IIstadio = 180188Pa 1, 80bar
Stadi espansione a 20 km: risultati 3 stadio η = 0,85 m& 32 β = EP = 2,98 p IIIstadio = 56769Pa 0, 57bar 1 turbina GT40 4 stadio η = 0,85 m& 27,6 β = EP = 2,36 3 turbine GT35R p IVstadio = 20877Pa 0, 21bar Δp km = pivstadio baro20km 0, 15bar 20
Risultati studio alle diverse quote 10 km (3 stadi) COMPRESSIONE: 3 compressori (GT60 + GT40 + GT15) ESPANSIONE: 3 turbine (GT15 + GT20 + GT35R) Δp km = piiistadio baro10km 1, 01bar 10 3 km (2 stadi) COMPRESSIONE: 2 compressori (GT40 + GT15) ESPANSIONE: 2 turbine (GT15 + GT20) Δp km = piistadio baro3 km 1, 89bar 3 A terra (2 stadi) COMPRESSIONE: 2 compressori (GT40 + GT15) ESPANSIONE: 2 turbine (GT15 + GT20) Δp km = piistadio baro0 km 1, 95bar 0
Scopo Turbocompound Recupero parte di energia contenuta nei gas di scarico. Utilizzando il surplus di potenza si ottiene: Minor consumo di combustibile (5-11%) Riduzione emissioni inquinanti Aumenti potenza (10-11%) Aumento coppia (11% circa) Ho valutato la possibilità di sfruttare questa tecnologia per incrementare la potenza fornita all elica del velivolo, connettendola ad una turbina di potenza. Sono state studiate due possibili soluzioni: 1. Turbina centripeta 2. Turbina assiale con postbruciatore Condizione per l applicabilità del turbocompound è un salto di pressione di almeno 1 bar.
Turbocompound con turbina radiale centripeta Dati di uscita dall ultimo stadio di espansione (a terra): t 5 = 671.545 C = 1240,8 F h 5 =1032 kj/kg h 5teorico = 723.135 kj/kg considerando espansione iso. fino a press. atmosferica = Δp0 km = 1, 95bar p IIstadio 2, 97bar Δh turbocompound0km =h 5 - h 5teorico = 308,9 kj/kg Pturbocompo und 0 km = Δhturbocompound 0km m& = 79kW = 106HP Utilizzando le formule Garrett: Turbine CorrectedFlow=15,56 lb/min ER=1,96 Range di potenza = 170 250 HP Turbina GT28R La potenza ottenuta è più bassa di quella di progetto, la turbina Garrett è leggermente sovradimensionata
Turbocompound postbruciatore-turbina assiale Il postbruciatore Studio NACA su bruciatore da 16 (406mm)per ramjet sull influenza del rapporto combustibile/aria (f ) sull efficienza di combustione. Condizioni operative: f = 0,010-0,045 pressione 1 atm; temperatura = 600 F (315,5 C); velocità = 210 260 ft/s (64,0 79,2 m/s). Dimensionamento di massima del diametro per adeguare il postbruciatore alle nostre esigenze. Si è supposto e=0,5 e dai dati sul motore e da valutazioni sulla pot.termica si è ricavato un f =0,03. V& fumi 0,412 2 Apostbrucia tore = = = 0,00588m V& 3 fumi = ρ fumi m& tot = 0,412m / s u 70 fumi ( ) 4 Apostbruciatore 4 0,00588 φ postbrucia tore = = 0,086m = 86mm = π 3,14 3,4in.
La turbina assiale Principali vantaggi nell utilizzo di una turbina assiale: 1. possibilità di funzionamento a temperature molto elevate, come quelle dei fumi che escono dal postbruciatore (1200 C); 2. possibilità di funzionamento entro un ampio range di potenze: si determina quindi il diametro della girante (e quindi il numero di palettamenti) in base alle esigenze specifiche; 3. possibilità infine di variare la portata in volume dei fumi variando l arco d azione (o di ammissione) della turbina stessa. Sono partito dalla turbina a due salti di velocità progettata dall ing.lambertini e ne ho modificato i parametri d ingresso. In particolare: n = 33000 rpm 960kJ kg m& tot = 0,272kg / s T in = 1200 C = 1473, 15K t p in 2, 97bar T p t out t out Δ = 600K = 1bar ht / kj L = 605,31 kg PU = ηo L m& tot 156kW 207Cv
Conclusioni Lo studio del sistema di sovralimentazione ha messo in luce la possibilità di utilizzare il motore 1.9 JTD AVIO a quote intorno ai 20 km (stratosfera). A tale scopo potrebbe essere utilizzato su prototipi ed motoalianti stratosferici per: Controllo del traffico aereo (radar quasi privo clutter) Rilevamenti meteo Sorveglianza del territorio Ripetitori per cellulari Lo studio della possibilità di applicare un sistema Turbocompound ha dato ottimi risultati se realizzato con un postbruciatore seguito da una turbina assiale, sfruttabile fino a 10 km di quota e di cui si è verificato il comportamento a terra (fase di decollo).