Domande e risposte Propulsione aerospaziale

E’ una zona problematica nei motori nuovi perché si preferisce farli in metallo ma

in questo modo sono difficili da collegare ai nuovi materiali compositi.

3) NOZZLE: l’ugello dele convertire energia termica in energia cinetica. Lavora con

grandi flussi termici ed elevati gradienti di pressione, per questo motivo è

caratterizzato da alti gradi di failure (quasi il 50%).

è un componente che non si può raffreddare, il che è un problema e quindi deve

resistere d altissime temperature senza nessun aiuto.

per questo motivo non viene mai fatto in metallo ma vengono utilizzati due

materiali ablativi, ovvero che si consumano lentamente.

DIGRESSIONE SUI MATERIALI ABLATIVI: i materiali ablativi sono caratterizzati da

una combustione lenta e controllata e in cambio restituisce un gas di combustione

che va a compensare il materiale ablativo e che sottrae calore che verrebbe

altrimenti riversato nell’ugello.

esempi di materiali ablativi sono il carbon-carbon e il carbon-phenolic

5) POLAR BOSS: è un giunto mobile che collega l’ugello al motore, il particolare viene

fatto in metallo perché deve trasferire il carico dell’ugello al motore.

Può essere di due tipologie, dipende da quanto vogliamo riempire il motore di

propellente.

4) PROTEZIONE TERMICA: deve connettere il grano al care del motore. Deve

sopportare carichi strutturali e di pressione e in particolare fa da protezione

termica al case.

se il grano diminuisce, la protezione sarà esposta e dovrà resistere a carichi

termici, a grandi energie e quindi ad alte velocità.

è costituita da materiali che tendono a decomporsi ma che creano strati

carboniosi che fanno essi stessi da protezione.

il più utilizzato è ethylene propilene dymethyl monomeri

6) GRANO: rappresenta tutto il propellente e tutto l’ossidante. Il più utilizzato

è il grano composito, che consiste in cristalli di perclorato di ammonio

(ossidante) e polvere di alluminio (combustibile) disciolti una matrice

polimerica che garantisce al grano le dovute proprietà strutturali.

il grano deve sempre avere:

-proprietà balistiche: ovvero deve bassa sensibilità alla temperatura di

Storage perché deve garantire l’accensione on qualsiasi situazione

-deve aderire perfettamente alla protezione termica per trasmettere

correttamente i carichi strutturali

-deve essere conservabile per lunghi periodi di tempo.

7) AREA DI PORTA: viene scelta in base alle caratteristiche desiderate del

flusso in camera e deve soddisfare aka uni requisiti.

-non deve essere troppo vicina all’area di gola

-deve fare in modo di mantenere il mach minore di uno in camera cosi da

limitare le perdite di pressione.

8) IGNITORE: è un dispositivo a solido azionato da un comando

elettropirotecnico. all’interno vi è un materiale esplosivo deflagrante.

possiamo immaginarlo come un piccolo propulsore a solido.

quando il grano è molto grande, non possiamo fare un ignitore gigante, quindi

non riesce ad impattare tutta la superficie.

per questo motivondeve direzionare per andare ad impattare anche la parte

che non viene colpita direttamente.

quetsa fiamma che si espande deve essere molto veloce per non creare

discontinuità du flusso.

Per calcolare il valore di lambda opt definisco la potenza propulsiva dell’elica:

Rendimento propulsivo del riduttore che è l’elemento che

posizione sull’albero motore dell’elica

Ora scrivo la potenza propulsiva del getto:

La potenza propulsiva complessiva sarà uguale alla somma delle due potenze.

Per trovare un valore ottimale di lambda vado a massimizzare la spinta:

Ciò significa massimizzare la potenza.

Questo valore tende spesso a 1 questo perché i turboelica dedicano la maggior parte del

salto entalpico alla turbina dell’elica per questo motivo ci serve una turbina che espande

molto e che ha quindi una bassa densità e quindi ci sarà bisogno di pale della turbina molto

grandi che vanno ad aumentare di tanto il peso andando ad inficiare sulle prestazioni.

Per questo motivo a volte si preferisce costruire turboeliche con lambda su ottimali

così da limitare il peso.

Lo Stato reattore è un propulsore composto da tre componenti e senza un’albero.

Caso reale: essendo un propulsore semplice anche il ci lo sarà molto semplice.

La prima cosa da notare è la non isentropicità della presa dinamica in quanto si ha una

perdita di pressione totale.

Inoltre la camera di combustione è provvista di un rendimento pneumatico che andrà a

provocare altre perdite di pressione.

Possiamo considerarne 3 che poi andranno a sommarsi:

Queste dissipazioni sono difficilmente limitabili in più

bisogna considerare che l’ipotesi di ugello adattato

non è sempre realistica e applicabile.

Considero ora il caso ideale: in questo caso andiamo a considerare l’ugello adattato

e trascuriamo la non isentropicità, ciò significa che:

Notiamo che è un ciclo di pressione totale costante pari a:

Allo stesso modo all’uscita avremo:

Uguaglio queste due espressioni e ottengo che:

Per il caso reale questo non accade. Per dimostrarlo vado a chiamare le perdite

di pressione della presa dinamica, del bruciatore e dell’ugello rispettivamente:

Quindi il Mach del flusso è minore di quello di volo nel caso reale

Il ciclo turbo gas ideale è composto da 4 fasi:

1) una fase di compressione isentropica

2)una fase di combustione isobara

3)una fase di espansione isentropica

4)una fase di scarico isobaro

Per essere un ciclo ideale devono valere 5 ipotesi:

1) gas perfetto

2)caloricamente perfetto

3)pressione totale costante nel combustore

4) portata del fluido costante

5)espansione e compressione reversibile e adiabatiche.

Continuo come nella domanda

Il caso reale è molto più complesso.

La compressione è l’espansione rimangono adiabatiche ma altri effetti come

l’attrito comportano un aumento di entropia.

Abbiamo poi la non isentropicità della turbina e del compressore.

Quindi Il ciclo viene deformato tra compressore e turbina.

Si noterà quindi un aumento di entropia che va ad aumentare Lc e a diminutore Lt.

Vado a calcolare il rendimento adiabatico:

I motori aeronautici elaborano sempre molta portata in massa perché è necessaria

per aumentare il rendimento propulsivo, così come anche la spinta, con una quantità

molto inferiore di carburante per cui mi trovo molto lontano dalle condizioni

stechiometriche di reazione.

Se calcolo infatti il rapporto di equivalenza e lo confronto con le condizioni limite di

infiammabilità ho:

Per questi valori sono quindi vicino al limite inferiore di infiammabilità al di sotto del quale

non riesco ad accendere la miscela.

Per questo motivo si costruiscono camere di combustione in cui si riesce a realizzare

localmente il rapporto stechiometrico dei reagenti e dei prodotti, sopratutto se voglio

che all’interno della camera, la cinetica chimica e quel,a convettiva abbiano tempi

confrontabili.

STRUTTURA DELLA CAMERA DI COMBUSTIONE

All’ingresso della camera ho sempre un diffusore che serve a rallentare il flusso al fine di

ridurre le perdite di pressione.

SNOUT: bypass che serve a dividere l’aria in due flussi, uno primario che entra nel

combustore per avere condizioni prossime a quelle stechiometriche e uno secondario

che viene bypassato all’esterno e che entrerà nei canali di raffreddamento per ridurre

la temperatura della camera.

INSECTOR: duplice funzione

-contribuiscono alla creazione di una fiamma premiscelata che si ottiene mediante il

moto elicoidale di combustibile e ossidante al suo interno.

Il moto elicoidale della miscela tende ad aprirsi quando esce dal combustore innescando

dei moti di riciclo e si allarga accorciando la fiamma.

I moti di riciclo costituiscono dei punti di stabilizzazione dinamica della fiamma a causa

della presenza di un elevato gradiente di velocità vicino.

In corrispondenza delle zone di ricircolo ho anche maggiori possibilità di rapporto

stechiometrico.

CAMERA DI DILUIZIONE: serve ad ottenerne temperature omogenee sulla palettatura

della turbina e per evitarne il danneggiamento.

IGNITER: è un dispositivo elettrico che innerva la combustione della fiamma premiscelata.

Per ricavare la legge delle aree tengo conto che la portata dell’ugello risulta sempre

costante così come si può considerare costante la pressione totale nell’ugello.

Vado a calcolare la portata specifica su una determinata sezione:

Per l’ipotesi di isentropicità del flusso

La portata dell’ugello è uguale a quella di chocking:

La legge delle aree prevede 2 soluzioni isentropiche, una subsonica in cui la gola è

saturata e una supersonica in cui la gola è efficace.

Le uniche due soluzione per cui il flusso perfettamente isentropica sono

Negli altri casi ho:

Ugello con gola non saturata e completamente

subsonica, in particolare se Ha flusso uscente

e se , allora è puramente isentropica

Ho il caso di ugello sovraespanso per il quale il flusso non riesce

ad espandere fino alla pressione esterna e si verifica i degli urti

di ricompressione per far sì che la pressione alla sezione di

uscita sia pari a quella esterna.

In particolare posso mostrare che al di Sora di un certo valore

di pressione PNE, gli urti di ricomprassi sono normali e si

localizzano all’interno dell’uccello mentre per pressioni inferiori

a PNE o urti obliqui che continuano anche fuori dall’ugello per

ricomprimerlo.

Osservo quindi che PNe è il valore di pressione per cui l’urto è localizzato

esattamente sulla sezione di uscita dell’uccello per maggiori di PNe ho

anche che il flusso segue la soluzione isentropica fino alla sezione dove

ho urto e L’ugello è adattato perché ricomponiamo sempre per

ottenere

Ho il caso di ugello sotto espanso per cui la gola è saturata e il flusso

supersonico in uscita, perciò se riduco ulteriormente la pressione esterna il

flusso continua ad espandere anche fuori dall’ugello

Considero un endoreattore e scelgo un volume di controllo che circondi tutto il razzo.

Posso considerare la velocità delle particelle interne nella.

Scrivo il bilancio:

Considero un esoreattore, in questo caso la velocità di volo non può essere trascurata:

Valuto le forze di pressione:

Valuto il flusso di quantità di moto:

Il flusso dislocato può essere interpretato come portata sottratta all’ingresso, ecco

perché il segno meno.

Quantifichiamo il flusso dislocato:

Nelle turbo macchine l’entalpia su unità