Studio e ottimizzazione di un motore ibrido per velivoli Elaborato di Laurea di Gherardo Gualandi Relatore Chiar.mo Prof. Ing. Luca Piancastelli
MOTIVAZIONI DELLO STUDIO Fornire una adeguata sovralimentazione al motore diesel già presente (1900 jtd AVIO) Studiare il comportamento del motore a turbina Allison 250 c-18. Aumentare la sicurezza del velivolo. Valutare la possibilità di adattare il motore a turbina alla portata del 1900Jtd FIAT.
Caratteristiche della turbina 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 dei quali i primi due trascinano il compressore e sono pertanto calettate sullo stesso albero; gli altri due stadi sono quelli di potenza. La portata massima elaborata a terra e in condizioni di potenza massima è 3,1 lb/min. ovvero circa 1,39 kg/s. La potenza sviluppata in queste condizioni è di 317 Cv.
Motore 1900 jtd FIAT Cilindrata 1910cc. Numero cilindri: 4 in linea. Diametro per corsa: 82 x 90.4mm. Rapporto di compressione 18,45: 1. Potenza max: 160 CV (in regime continuo 145 CV) = 117,76 KW. Velocità di rotazione: 3800rpm = 397,94 rad/s.
diesel L idea è quella di adottare la parte del motore a turbina del generatore di gas come turbocompressore del motore diesel in condizioni normali. Durante il funzionamento ordinario il motore è alimentato dal compressore dell Allison e i gas in uscita dal motore mettono in rotazione le due turbine del generatore garantendo l autosostentamento del gruppo. I due stadi di potenza vengono comunque messi in rotazione dai gas di scarico ma l energia a loro disposizione è molto poca. La camera di combustione del motore a turbina non è utilizzata, infatti la mandata del compressore è sul Funzionamento della turbina come sistema di sovralimentazione del
Funzionamento in emergenza In condizioni di avaria del motore diesel la mandata del compressore è immessa nella camera di combustione. In questo caso la turbina a valle della camera di combustione può disporre di un rilevante salto entalpico in quanto in camera di combustione il gas raggiunge i 1000 C. Grazie a questa energia i due stadi di potenza della turbina possono fornire la potenza necessaria all avanzamento del velivolo.
1. La portata della turbina è circa 1,39 kg/s mentre quella del motore diesel è di soli 0,139 kg/s. 2. E stato pertanto necessario ridurre drasticamente l area di passaggio dell aria per arrivare alla portata necessaria. 3. Per prima cosa è stato necessario compiere delle misurazioni sulla turbina originale riguardanti altezza delle pale,diametro del mozzo ecc. sia per il compressore che per la turbina Adattamento all uso con il motore diesel
Compressore assiale Conoscendo per certa la portata dal manuale d uso ho trovato la velocità assiale dell aria lungo il primo stadio e l ho considerata costante lungo tutto il compressore A questo punto posso determinare i livelli di densità che deve avere l aria per attraversa la macchina di cui le dimensioni sono note. Dalla densità si risale così alla pressione dell aria. Si è poi imposto al nuovo compressore assiale di eseguire gli stessi incrementi di pressione per ogni stadio e in questo modo di nuovo ho ottenuto densità e dimensioni a parità di velocità assiale con quello originale
Compressore centrifugo Le dimensioni del compressore centrifugo sono state calcolate per un rapporto totale di compressione pari a 6.2:1 così da avare un funzionamento del nuovo compressore vicino a quello che monta la turbina Allison originale.
Turbina del generatore di gas Le turbine sono state invece completamente riprogettate in modo da ottimizzare il ciclo e garantire l autosostentamento del gruppo anche in condizioni di volo con motore diesel. Una volta stabilito il salto entalpico necessario a trascinare il compressore tramite l uguaglianza: 1 η c Δ h c = Δ h t η t
Turbina del generatore di gas seconda fase Avendo a disposizione il salto di entalpia da sfruttare e la velocità periferica della girante non rimane che imporre il grado di reazione. Ho ha disposizione per ciascuno dei due stadi delle turbina del generatore di gas: grado di reazione dello stadio, coefficiente di carico e coefficiente di flusso. R,ψ,φ Una volta fissati questi parametri sono univocamente stabiliti gli angoli di efflusso relativo e assoluto della vena gassosa lungo lo stadio. I due stadi lavorano nelle stesse condizioni e pertanto i loro angoli sono uguali.
Turbina di potenza Nel funzionamento normale la turbina di potenza genera circa 1kW di potenza poiché l entalpia residua del gas in uscita dal motore dopo l espansione in turbina è molto bassa. Nel funzionamento in emergenza la temperatura del gas provenienti dalla camera di combustione è di circa 1000 C, questo permette di sfruttare un salto entalpico più grande
Ottimizzazione del salto di entalpia Poiché sfruttando interamente il salto entalpico disponibile la turbina di potenza risulta avere un coefficiente di carico eccessivo è stato necessario limitare il salto sfruttato dalla turbina per non incorrere in inutili perdite di rendimento. In questo modo si ottiene una potenza all albero in condizioni di emergenza di circa 53kW Una volta stabiliti tutti i parametri caratteristici R,ψ,φ Sono determinati gli angoli di efflusso relativo e assoluto anche per questi due stadi di potenza.
Conclusioni Il sistema garantisce una buona potenza in condizioni di emergenza. Il fatto che il motore diesel e la turbina siano collegate solamente tramite la stessa portata di aria è una ulteriore garanzia contro avarie meccaniche del motore diesel. Purtroppo le dimensioni della nuova turbina sono estremamente ridotte perciò sarà necessario produrre i componenti tramite microfusione. Il motore diesel può contare su un sistema di sovralimentazione che realizza un rapporto di compressione piuttosto elevato.