OBIETTIVI FORMATIVI

L’insegnamento si propone di fornire agli studenti strumenti utili alla progettazione dei diversi componenti che costituiscono un motore aeronautico: prese d’aria frontali, compressore, camera di combustione, turbina, diffusore ed ugello di scarico.

OBIETTIVI FORMATIVI (DETTAGLIO) E RISULTATI DI APPRENDIMENTO

Lo studente alla fine del corso sarà in grado di:

- effettuare un’analisi dettagliata del ciclo termodinamico di un motore d’aereo, con lo scopo di individuare le condizioni al contorno per il dimensionamento di ogni singolo componente;

- effettuare il progetto preliminare di diffusore, compressore, camera di combustione, turbina ed ugello propulsivo;

- conoscere ed analizzare in dettaglio l’aerodinamica interna dei differenti componenti;

- accoppiare i differenti componenti al fine di identificare il punto di funzionamento dell’intero sistema.

MODALITA' DIDATTICHE

L’insegnamento si svolge prevalentemente attraverso lezioni frontali. Al fine di fornire una visione dettagliata del funzionamento reale di ogni componente, e relative problematiche, verranno inoltre presentati e discussi risultati ottenuti da recenti indagini computazionali e sperimentali che mostrano l’andamento reale del flusso all’interno di ogni singolo componente. E’ fortemente consigliata la frequenza perché gli argomenti trattati e discussi in aula possono essere assimilati più facilmente e sono gli unici richiesti per il superamento della prova finale.

PROGRAMMA/CONTENUTO

• Prestazioni richieste al motore aeronautico. Analisi del ciclo termodinamico di un motore aeronautico a turbogetto. Rapporti di compressione e di temperatura del ciclo. Valutazione della spinta e rendimento propulsivo.

• Architettura di un motore aeronautico a turbogetto. Requisiti progettuali dei moduli principali: presa di aspirazione aria, gruppo compressore, camera di combustione, turbina, diffusori, ugello di scarico. 

• Schema di dimensionamento e criteri di progettazione dei diversi componenti:

1.  Portata specifica ridotta per il dimensionamento delle prese d’aria. Mappe di Sovran e Klomp per il dimensionamento di diffusori. Effetto della disuniformità del flusso sul recupero di pressione e valutazione del recupero di pressione e delle perdite di energia meccanica nel diffusore. 
2. Dimensionamento ugello di scarico. Sorgenti di perdita di spinta legati alla portata effettiva smaltita (coefficiente di efflusso) e caduta di pressione totale (perdite di strato limite). Confronto prestazioni ugello convergente con ugello convergente-divergente
3. Dimensionamento alla linea media di compressore e turbina. Identificazione numero di stadi. Applicazione della legge dell’equilibrio radiale per il dimensionamento tridimensionale di stadi di compressore e turbina. Correlazioni di Lieblein e Zweifel per soglia limite carico aerodinamico di pale di compressore e turbina ed identificazione numero di pale per stadio. Procedura di design di pale di compressore mediante profili NACA65. Design di pale di turbina mediante profili ad arco di parabola. Introduzione ad effetti tridimensionali legati allo sviluppo dei flussi secondari e correlazioni per generazione di perdite e deflessione.
4. Dimensionamento del condotto ad S tra turbina di alta e turbina di bassa pressione. Mappe sperimentali per valutazione effetti legati ad instazionarietà e curvatura delle superfici.
5. Correlazione di Kerrebrock e Lefebvre per la determinazione della caduta di pressione totale in camera di combustione. 

• Accoppiamento dei vari componenti. Comportamento off-design del motore.

TESTI/BIBLIOGRAFIA

• S. Farokhi, “Aircraft Propulsion”, Wiley and Sons, 2009
• J. Mattingly, W. Heiser, D. Pratt, “Aircraft Engine Design: Second Edition”, AIAA Education Series 2002