MOTORI AERONAUTICI

MOTORI AERONAUTICI

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Codice
56852
ANNO ACCADEMICO
2018/2019
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
materiale didattico

PRESENTAZIONE

Il corso fornisce agli studenti gli strumenti per il dimensionamento dei differenti componenti di un motore aeronautico, a partire dai requisiti di spinta richiesti e dalle condizioni termodinamiche del ciclo di riferimento. Successivamente, il funzionamento di ogni singolo componente verrà approfondito mediante analisi di dettaglio della fluidodinamica interna al fine di individuare i parametri geometrici e fluidodinamici più significativi che ne determinano le prestazioni.

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.

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.

Modalità 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

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

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.

ORARI

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

Vedi anche:

MOTORI AERONAUTICI

ESAMI

Modalità d'esame

L’esame si svolgerà tramite verifica orale. La data verrà concordata su appuntamento.

Modalità di accertamento

L’esame orale permetterà di verificare l’apprendimento dello studente dei principi di funzionamento dei differenti componenti del motore aeronautico e come essi possano essere ottimizzati grazie alla migliore conoscenza della fluidodinamica interna. Verrà inoltre valutata la padronanza da parte dello studente nell’impiego di correlazioni e strumenti per la progettazione dei differenti componenti, e della capacità di approfondimento sull’accoppiamento delle diverse parti del motore.