PROGETTO PRELIMINARE DI UNA TURBINA RADIALE PER UN TURBOCOMPRESSORE AD ALTISSIMO RAPPORTO DI COMPRESSIONE Tesi di Laurea di MATTEO ZACCARI
Questo elaborato è parte integrante del progetto riguardante un gruppo di sovralimentazione ad altissimo rapporto di compressione per un motore diesel aeronautico. Tale progetto ha lo scopo di: Migliorare il rapporto potenza/peso del motore; Incrementare il rapporto di compressione per aumentare la quota di ristabilimento a parità di potenza; Costruire un prototipo del turbocompressore per la sperimentazione.
Caratteristiche tecniche del motore FIAT 1.9 JTD AVIO: - Numero di cilindri: 4 in linea - Diametro per corsa (mm): 82 x 90.4 - Cilindrata: 1910 cm³ - Rapporto di compressione 18,45: 1 - Potenza max: 160 CV = 117,76 kw - Numero di giri max: 3800 rpm = 397,94 rad/s - Coppia max = 296 Nm - Alimentazione ad iniezione diretta - Turbosovralimentazione ad interrefrigerazione - Sovralimentazione a terra β=3
Nello specifico l elaborato l si pone come obiettivo quello di progettare una turbina radiale centripeta atta a fornire potenza che necessita al compressore progettato e realizzato con le seguenti specifiche: 1 - Rapporto di compressione β c = 8 2 - Numero di giri = 167000 rpm 3 - Diametro della girante = 70 mm 4 - Salto entalpico = 197.68 kj/kg 5 - Rendimento η compressore = 0.52 6 Quota di ristabilimento 7315 m Le strade da seguire, alternative, erano due: Le strade da seguire, alternative, erano due: 1. Valutazione delle offerte del mercato 2. Progettazione di una nuova turbina
Offerte di mercato Abbiamo effettuato una breve ricerca di mercato che ha dato un esito negativo per due motivi: - difficoltà nel reperimento dei dati tecnici dei gruppi turbocompressori commerciali già in produzione; - le caratteristiche tecniche delle turbine reperite sono inadeguate e supplire alle esigenze energetiche che necessitano al compressore preprogettato.
Direttive per progettazione della turbina - Ricerca di forme semplici, realizzabili in laboratorio al controllo numerico, ed economiche; - I rendimenti potranno essere anche non ottimali. Questi parametri hanno portato alla scelta di progettare una turbina radiale centripeta soprattutto perché salto entalpico sfruttabile da uno stadio centripeto può risultare circa doppio di quello sfruttabile da uno stadio assiale a grazie al contributo del lavoro fatto dal fluido nel campo di forze centrifughe
Schema della progettazione Raccolta dati iniziali su motore e compressore Definizione specifiche di progetto Scelta dell approccio progettuale Impostazione dei parametri dimensionali come i diametri Determinazione salto entalpico che dovrà fornire la turbina Calcolo dei parametri fisici come pressioni, masse volumiche, portata massica e temperature Calcolo del triangolo delle velocità in uscita Determinazione dell indice caratteristico della turbina Estrapolazione del rendimento ipotetico della turbina Valutazione del triangolo delle velocità d ingresso Valutazione delle sollecitazioni a cui la girante è sottoposta
Specifiche di progetto cui ci siamo attenuti Le condizioni che deve soddisfare la turbina sono due: 1. Parità di portata massica, a meno del combustibile e dei trafilamenti, di turbina e compressore. 2. Fornire la potenza richiesta per azionare il compressore e vincere le perdite valutando i rendimenti delle due macchine
Processo di progettazione - Implementazione di un processo iterativo per il dimensionamento tramite un foglio di calcolo elettronico MATHEMATICA; - determinazione di un metodo semplice ed adeguato per il disegno del profilo palare; - calcolo del numero minimo di pale; - valutazioni sul materiale in cui verrà costruita la girante; - breve verifica della resistenza della girante.
Dati iniziali
Primo stadio della progettazione Fisso il diametro di aspirazione D 1 Stabilisco un rapporto D 2 /D 1 =0.6 Calcolo la portata massica considerata costante in tutto il ciclo: m& = V& effmotore ρ inmotore = V C 1 2 n 2π ηv ρ 60 motore inmotore
Condizioni di autosostentamento h compressore η 1 compressore k a h turbina η turbina h turbina = h compressore η η compressore k a turbina dove k a rappresenta un coefficiente di accelerazione atto a maggiorare il salto entalpico per lo spunto nei transitori
Temperatura alla mandata della turbina Conoscendo il salto entalpico che la turbina dovrà fornire posso conoscere l entalpia l in uscita: h 2 = h 1 h turbina Da cui, ipotizzando di avere un gas perfetto calcoliamo la temperatura: h T = 2 2 c p
Triangolo delle velocità in mandata Imponendo come condizione limite la velocità del suono e conoscendo la geometria del triangolo in uscita determiniamo w 2 Dalla portata volumetrica e dall imposizione del diametro in uscita ricaviamo invece u 2 : D2 u2 = ω = ω 2 Infine, dato che il triangolo è rettangolo, ricaviamo c 2 facendo uso del teorema di pitagora. D 4 2
Teoria di Rohlik Procediamo calcolando l indice l caratteristico della turbina: k t = ω V& 2 ( h 0 h 1 2t ) 3 4 che ci permette di sfruttare 2 grafici elaborati da Rohlik per ottenere il rendimento supposto della turbina η t e l angolo l α 1
Triangoli all aspirazione aspirazione Conoscendo adesso l angolo l α 1 possiamo definire il triangolo all aspirazione aspirazione analogamente a quanto fatto in uscita: v = k R T c = k v suono1 1 1 s suono1 u = c 1 1 cosα1 w = u 1 1 tanα1
Dati finali di rilievo Ora che siamo in possesso di tutti i dati che ci servono possiamo ottenere la portata volumetrica in uscita V & 2 che ci serve per calcolare la pressione alla mandata: m& m& p2 = ρ2 R T2 = R T2 = R T2 = 2. 34bar 2 V& 2 π D2 c2 4 possiamo notare che la pressione alla mandata ha ancora un entit entità sfruttabile e lo stesso vale per la temperatura T 2 =346 C
Numero minimo di pale per il calcolo del numero minimo di pale sono stati usati i risultati di uno studio effettuato da Glassman che suggerisce la seguente relazione empirica: Z min = π 30 ( α 1 + 20 ) ctg α 1 12 perché per un ridotto valore di α 1 migliora il rendimento della girante, evidentemente a causa della diminuzione della superficie bagnata
Materiali per la girante Abbiamo valutato i materiali, con caratteristiche resistenziali adeguate alle alte temperature, disponibili sul mercato e lavorabili alle macchine utensili. La scelta ricade quasi obbligatoriamente sulle superleghe a base di Nichel. Abbiamo adottato l Inconel l 792,, che ci assicura la resistenza meccanica desiderata alla temperatura di ingresso di 790 C
Conclusioni - I risultati ottenuti nella progettazione del turbocompressore sono soddisfacenti e sembrano poter trovare uno sbocco commerciale competitivo; - E necessario verificare i dati finali con la produzione di un prototipo e la sperimentazione; - La turbina non sfrutta completamente il salto entalpico che ha a disposizione e l energia l residua non può andar persa (turbocompound( turbocompound).
Proposte costruttive Abbiamo pensato alle alternative per sfruttare l energia residua: - collegarsi ad un altra turbina connessa ad un alternatore per la produzione del fabbisogno energetico dell aereo; - collegarsi ad una turbina connessa coassialmente ad un altro compressore atto alla produzione di aria compressa per riempire apposite sistemi de-icing goodrich; -realizzare un gruppo turbocompound.