Prova finale propulsione aerospaziale turbofan e turboelica

1. Introduzione

Lo scopo di questa relazione è eseguire un confronto in termini di rendimenti, consumi, spinta,

tra le prestazioni di due motori che appartengono ad aeromobili attualmente in uso da parte della

compagnia di bandiera spagnola Iberia Líneas Aéreas de España. I propulsori sono il turbofan

CF34-8C del velivolo CRJ1000 ed il turboelica PW127M del velivolo ATR 72-600; sono stati

scelti per poter vedere vantaggi e svantaggi di due diverse configurazioni di un odierno motore

aeronautico per tratte regionali. 2 |

2. Indice

1. Introduzione 2

2. Indice 3

3. Lista dei simboli utilizzati 5

4. Ciclo termodinamico CF34-8C 6

4.1 Schema d’impianto 6

4.2 Diagramma termodinamico 7

7

4.3 Specifiche del motore 8

4.4 Calcolo di pressione e temperatura

4.4.1 Presa d’aria 9

4.4.2 Fan 9

4.4.3 Condotto del fan 9

4.4.4 Ugello 1 9

4.4.5 Compressore 10

4.4.6 Camera di combustione 10

4.4.7 Turbina di alta pressione 10

4.4.8 Turbina di bassa pressione 11

4.4.9 Ugello 2 11

11

5. Prestazioni CF34-8C 11

5.1 Ugello 1 12

5.2 Ugello 2 12

5.3 Spinta e consumo

5.4 Rendimenti 12

6. Variazione parametri CF34-8C 12

6.1 Rendimenti 12

6.2 Consumo specifico 14

6.3 Spinta 15

7. Ciclo termodinamico PW127M 16

7.1 Schema d’impianto 16

17

7.2 Diagramma termodinamico 18

7.3 Specifiche del motore 19

7.4 Calcolo di pressione e temperatura

7.4.1 Presa d’aria 19

7.4.2 Compressore 19

7.4.3 Camera di combustione 20

7.4.4 Turbina di alta pressione 20

7.4.5 Turbina di bassa pressione 20

7.4.6 Ugello 21

8. Prestazioni PW127M 21

8.1 Ugello 22

22

8.2 Spinta e consumo 22

8.3 Rendimenti 3 |

9. Variazione parametri PW127M 22

9.1 Rendimenti 22

9.2 Consumo specifico equivalente 24

9.3 Spinta 25

10. Confronto tra i due motori 25

10.1 Rendimenti 25

27

10.2 Consumi 28

10.3 Spinta 28

11. Bibliografia 4 |

3. Lista dei simboli utilizzati

Portata d’aria kg/s

ṁ a Portata d’aria calda kg/s

ṁ ac Portata d’aria fredda kg/s

ṁ af Portata di combustibile kg/s

ṁ f

M Numero di Mach -

β Rapporto di compressione compressore -

C

β Rapporto di compressione fan -

FAN

BPR Rapporto di by-pass -

a Velocità del suono totale m/s

0

p Pressione totale kPa

0

T Temperatura totale K

0

T Temperatura totale isoentropica K

0S

π Perdita di pressione in presa d’aria -

PA

π Perdita di pressione condotto presa d’aria -

C

π Perdita di pressione in camera di combustione -

CC

π Perdita di pressione in ugello -

U

η Rendimento riduttore -

R

η Rendimento adiabatico fan -

FAN

η Rendimento meccanico fan -

MFAN

η Rendimento meccanico compressore -

MC

η Rendimento adiabatico compressore -

AC

η Rendimento adiabatico turbina di alta pressione -

ATHP

η Rendimento adiabatico turbina di bassa pressione -

ATLP

η Rendimento meccanico turbina di alta pressione -

MTHP

η Rendimento meccanico turbina di bassa pressione -

MTLP

η Rendimento pneumatico camera di combustione -

CC

W Potenza assorbita dal fan kW

FAN

W Potenza assorbita dal compressore kW

C

W Potenza erogata dalla turbina di alta pressione kW

THP

W Potenza erogata dalla turbina di bassa pressione kW

LHP

ρ Densità kg/m 3

z Quota m

γ Rapporto tra i calori specifici dell’aria -

γ Rapporto tra i calori specifici dell’aria -

GC

c Calore specifico massico aria J*kg *K

-1 -1

P

c Calore specifico massico dei gas combusti J*kg *K

-1 -1

PGC

M Massa molare g/mol

R Costante universale dei gas J*mol *K

-1 -1

U

R Costante della miscela J*kg *K

-1 -1

ΔH Entalpia di combustione MJ/kg

C

f Rapporto di miscela -

v Velocità m/s

F Spinta kN

I Impulso specifico all’aria m/s

TSFC Consumo specifico kg*N *h

-1 -1

5 |

EBTSFC Consumo specifico equivalente kg*kW *h

-1 -1

η Rendimento propulsivo -

P

η Rendimento termico -

T

η Rendimento totale -

0

4. Ciclo termodinamico CF34-8C

4.1 Schema d’impianto

Presa Fan Inlet Compressore di alta e bassa Camera Turbina di alta e Ugello

d’aria guide pressione combustio bassa pressione

d ne

vanes

Lo schema d’impianto del CF34-8C è quello classico di un motore turbofan a flussi separati,

tipico delle applicazioni civili; in esso una turbina di alta pressione in 2 stadi aziona un

compressore assiale in 14 stadi e una turbina di bassa pressione in 4 stadi muove il fan, seguito

dalle inlet guided vanes (IGVs) che prevengono lo stallo delle palette del compressore.

Di seguito si presenta la schematizzazione del motore e la notazione scelta per i successivi

calcoli; in rosso viene indicata la parte comune al turbogetto semplice, ad eccezione della presa

d’aria. 6 |

4.2 Diagramma termodinamico

Il ciclo termodinamico seguito dal motore CF34-8C è quello Joule-Brayton aperto, non ideale a

causa dei rendimenti dei vari componenti.

4.3 Specifiche del motore

Portata d’aria elaborata 199.6 kg/s

Rapporto di compressione del fan 1.9

Rapporto di compressione del compressore 28

Rapporto di by-pass 5

Diametro del fan 1.35 m

Temperatura massima di ingresso in turbina 1503.15 K

Rendimento meccanico fan 0.97

Rendimento meccanico compressore 0.94

Rendimento meccanico turbina di alta pressione 0.97

Rendimento meccanico turbina di bassa pressione 0.97

Rendimento adiabatico fan 0.92

Rendimento adiabatico compressore 0.88

Rendimento adiabatico turbina di alta pressione 0.90

Rendimento adiabatico turbina di bassa pressione 0.90

7 |

Rendimento pneumatico camera di combustione 0.95

Coefficiente di perdita di pressione in presa d’aria 0.92

Coefficiente di perdita di pressione nel condotto del fan 0.98

Coefficiente di perdita di pressione in camera di combustione 0.95

Coefficiente di perdita di pressione nell’ugello 2 0.99

4.4 Calcolo di pressione e temperatura

Verrà ora mostrato come calcolare pressione e temperatura nei diversi punti del ciclo,

considerando il velivolo in condizioni di crociera:

• z = 11000 m

• T = 216.66 K

0

• p = 22.632 kPa

0

• M = M = 0.78

0 volo

Si assumono le grandezze relative al gas trattato nel ciclo identiche a quelle dell’aria fino al

R J J

U

compressore γ = 1.4, R = = 287.05 , c = 1004.5 ; dalla camera di combustione in

P

M kg∗K kg∗K

J

poi si considera γ = 1.33 e c = 1156 . Il combustibile utilizzato dal motore è kerosene

GC PGC kg∗K