MOTORI AERONAUTICI

MOTORI AERONAUTICI

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Codice
56852
ANNO ACCADEMICO
2016/2017
CFU
6 cfu al 2° anno di 9270 INGEGNERIA MECCANICA - ENERGIA E AERONAUTICA (LM-33) GENOVA
SETTORE SCIENTIFICO DISCIPLINARE
ING-IND/08
LINGUA
Italiano
SEDE
GENOVA (INGEGNERIA MECCANICA - ENERGIA E AERONAUTICA)
periodo
2° Semestre

OBIETTIVI E CONTENUTI

OBIETTIVI FORMATIVI

Fornire agli studenti strumenti utili alla progettazione dei diversi componenti che costituiscono un motore aeronautico: prese d’aria frontali, compressore, camera di combustione, turbina, diffusori ed ugello di scarico.

Modalità didattiche

Lezioni teoriche ed applicative.

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

DOCENTI E COMMISSIONI

Ricevimento: Ricevimento su appuntamento da concordarsi

Commissione d'esame

DANIELE SIMONI (Presidente)

PIETRO ZUNINO

MARINA UBALDI

DAVIDE LENGANI

FRANCESCA SATTA

LEZIONI

Modalità didattiche

Lezioni teoriche ed applicative.

ORARI

L'orario di tutti gli insegnamenti è consultabile su EasyAcademy.

Vedi anche:

MOTORI AERONAUTICI

ESAMI

Modalità d'esame

Esame orale. Data da concordasi tramite appuntamento