engine selection: performance cycle analysis
TRANSCRIPT
1
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
CORSO DI LAUREA SPECIALISTICA IN CORSO DI LAUREA SPECIALISTICA IN Ingegneria Aerospaziale ed AstronauticaIngegneria Aerospaziale ed Astronautica
PROPULSIONE AEROSPAZIALE IPROPULSIONE AEROSPAZIALE I
ENGINE SELECTION: ENGINE SELECTION: PERFORMANCE CYCLE PERFORMANCE CYCLE ANALYSISANALYSISCap. 5 AIAA AIRCRAFT ENGINE DESIGNApp. J AIAA AIRCRAFT ENGINE DESIGNApp. K AIAA AIRCRAFT ENGINE DESIGN
www.amazon.com
LA DISPENSA E’ DISPONIBILE SU LA DISPENSA E’ DISPONIBILE SU http://www.ingindustriale.unisalento.it/didattica/http://www.ingindustriale.unisalento.it/didattica/
Prof. Ing. A. [email protected]
2
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
CONCEPT
1st STEP: finding an optimum engine for a particular application
it is time to determine an engine’s steady state performances THE OBJECT OF THE PERFORMANCE CYCLE ANALYSIS
IS TO DETERMINE THE ENGINE’S PERFORMANCE OVER ITS OPERATING ENVELOPE
3
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
a parametric (design point) cycle analysis has been performed for the reference point engine – so-called reference conditions (subscript R):
engine SR, [F/m0]R (thrust specific fuel consumption, uninstalled thrust/mass flow rate)
engine components fR, fR (fan total pressure ratio, total enthalpy ratio)
flight conditions M0R, P0R, T0R (Mach number, pressure, temperature)
SEE APPENDIX H
4
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
PERFORMANCE ANALYSISHIGH BYPASS RATIO TURBOFAN ENGINE - App. J AIAA AIRCRAFT ENGINE DESIGN
off-design flight conditions and throttle settings
5
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
ASSUMPTIONS
the flow areas are constant at stations 4, 4.5, 6, 16, 6A, 8 dry (AB off)
the flow in choked at the high-pressure turbine entrance nozzle (4), at the low-pressure t. (4.5) and at the exhaust nozzle (8)the exhaust nozzle may un-choke at low throttle settings
component efficiency and pressure ratio (burner, mixer, AB, exhaust)
bleed air and cooling air fractions are constant
power takeoffs are constant
the air and combustion gases are modeled as perfect gas in thermodynamic equilibrium
simplifying gas model: gases are calorically perfect upstream and downstream of the burner and afterburner
6
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
REFERENCINGMASS FLOW PARAMETER (MFP)
REFERENCINGat any off-design point, a relationship between the two performances variables and - the constant can be evaluated at the reference point
MASS FLOW PARAMETER
calorically perfect gas
DETAILED KNOWLEDGE OF EQUATIONS IS NOT REQUIRED FOR THE FINALE EXAM
7
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
FOR HIGH-PRESSURE TURBINE
VARIABLE SPECIFIC HEAT – COOLED TURBINE
nozzle throat stations just downstream of station 4 and 4.5 denoted by 4’ and 4.5’
DETAILED KNOWLEDGE OF EQUATIONS IS NOT REQUIRED FOR THE FINALE EXAM
8
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
the flow is adiabatic between 5 and 9
DETAILED KNOWLEDGE OF EQUATIONS IS NOT REQUIRED FOR THE FINALE EXAM
9
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
using referencing
DETAILED KNOWLEDGE OF EQUATIONS IS NOT REQUIRED FOR THE FINALE EXAM
10
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
UNCOOLED TURBINE
i = ideal exit state
DETAILED KNOWLEDGE OF EQUATIONS IS NOT REQUIRED FOR THE FINALE EXAM
11
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
new relationships are required for the bypass ratio and the 4 exhaust nozzle dependent variables M9, M19, P9/P0, P19/P0
DETAILED KNOWLEDGE OF EQUATIONS IS NOT REQUIRED FOR THE FINALE EXAM
12
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
using referencing
DETAILED KNOWLEDGE OF EQUATIONS IS NOT REQUIRED FOR THE FINALE EXAM
13
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
the only unknowns for solution are the static pressure ratios P0/P9 and P0/P19
UNCHOKED FLOWthe exit static pressure Pe is equal to the ambient pressure P0
exit Mach n. < 1
exit Mach n. Me determined using the compressible flow functions
DETAILED KNOWLEDGE OF EQUATIONS IS NOT REQUIRED FOR THE FINALE EXAM
14
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
CHOKED FLOW
Pte/P0 obtained by the product of the ram and component for the respective airstream
DETAILED KNOWLEDGE OF EQUATIONS IS NOT REQUIRED FOR THE FINALE EXAM
15
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
PERFORMANCE OF TURBINES WITH/WOUT COOLANT MIXERS
1st step is to analyze the behavior of high- and low-pressure turbine they are both deliberately designed to be choked the static pressure downstream the low-pressure turbine is tied to the mixer entrance
conditions the remainder of the engine performance analysis flows directly from this step
because the turbine provide the power for the fan and compressors and control the fan and compressor mass flow
throttle setting (Tt4)
turbine performance t, t primarily determined by efficiency and mass conservation
tH, tH remain constant for an uncooled turbine and calorically perfect gas these ratios can be considered constant for a cooled turbine + calorically perfect gas when a cooled turbine with variable specific heats is modeled, it is found that tH, tH vary
only slightly with engine operating conditions
tL, tL remain constant for an uncooled turbine and calorically perfect gas – for a turbofan engine having choked separated (unmixed) fan and core stream for a mixed flow turbofan, these ratios cannot be considered constant because tL must
modulate to maintain P6=P16 (Kutta condition)
16
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
17
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
SUMMARY OF PERFORMANCE ANALYSIS
18
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
19
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
20
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
ITERATIVE SOLUTION SCHEME
preferred iteration variables mixer bypass ratio ’ core entrance Mach number to the mixer M6
engine mass flow rate m0
M6 varies slightly over the off-design range
m0 has a small influence on cL
the reference point values serve as satisfactory initial estimates
reasonable initial estimate
21
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
VARIATION IN ENGINE SPEED
the change in total enthalpy across a fan or compressor is proportional to the shaft rotation speed N squared
using referencing
for HP compressor
22
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
SOFTWARE IMPLEMENTATION
Engine Test portion of AEDsys program reference point program ONX trust scale factor TSF
input engine’s thrust at sea level, static conditions (FSL) divided by the required sea level, static thrust (TSLreq)
23
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
COMPONENT BEHAVIOR
off-design cycle analysis requires a model for the behavior of each engine component constant efficiency of rotating components and constant total pressure
ratio of the other components give answers adequate for preliminary design
COMPONENTS MAPS
24
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
DIMENSIONLESS – CORRECTED PERFORMANCE
pressure and temperature made dimensionless by dividing each by their respective standard sea level static value
dimensional analysis of engine components yields many useful dimensionless or modified component parameters compressor pressure ratio, adiabatic efficiency, Mach number, ratio of
blade tip speed to the speed of sound
CORRECTED MASS FLOW RATE CORRECTED ENGINE SPEED
25
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
effects of viscosity, Reynolds number, humidity, gas composition neglected
26
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
FAN AND COMPRESSOR MAP
total pressure ratio, corrected mass flow rate, corrected engine, adiabatic efficiency
27
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
28
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
COMBUSTOR MAPS
pressure loss performance vs corrected mass flow rate for different fuel-air ratios
efficiency of the combustor vs temperature rise or fuel-air ratio for various inlet pressure
29
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
TURBINE MAPS
the flow through the turbine nozzle is a function of the turbine pressure ratio (only when not choked nozzle), inlet total pressure, inlet total temperature
total pressure ratio (expansion ratio) plotted as function of corrected mass flow rate and corrected mechanical speed
30
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
for reasons of size, it is desirable that the turbine mass flow per annulus area be as large as possible choking + high pressure ratio all speed characteristics collapse onto a single line
31
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
COMPONENT MATCHING
the off-design equations are silent with regard to the rotational speed of the rotating machines the rotational speed will, in general, be different from the design point it would seem that off-design equations set lacks some true physical
constraints this appearance is fortunately misleading
the main use of enforcing Nc=Nt is to provide accurate values of compressor and turbine efficiency
according to a typical turbine performance map, this machine can provide the same work for a wide range of N while varies slightly
THE TURBINE FLOW CONDITIONS CAN ADJUST THEMSELVES IN ORDER TO PROVIDE THE SAME AT DIFFERENT VALUES OF r
32
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
consider single-stage, impulse, max work (no exit swirl), isentropic, constant height turbine – choked inlet guide vane and entirely subsonic flow in the rotor
33
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
(1-t) is proportional to rm(v2R-v3R)
M2, M2R, M3R must increase to compensate for reduction in rm
the turbine provide the same t with slight changes in t for a wide range of Nc=Nt
34
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
EXAMPLE
turbofan engine designed for a Mach n. of 0.8 at a standard altitude of 30 kft –VSH (variable specific heat) gas model
compressor pressure ratio of 30 (cL=4, cH=7.5)
fan pressure ratio of 1.5
bypass ratio of 8
PERFORMANCE VARIATION for full throttle operation with max compressor pressure ratio of 30 and max Tt4 of 3200 °R
35
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
36
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
37
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
because the component performance curves break at about Mach n. of 4.5 at sea level, this engine has a theta break and throttle ratio (TR) of about 1.04
throttle ratio
38
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
dimensionless free stream temperature
theta breakpoint at which the control logic must switch from limiting c to limiting Tt4
39
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
40
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
41
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
PERFORMANCE ANALYSISTURBOPROP ENGINEApp. K AIAA AIRCRAFT ENGINE DESIGN
off-design flight conditions and throttle settings
42
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
ASSUMPTIONS
the flow areas are constant at stations 4, 4.5, 6, 16, 6A, 8 dry (AB off)
the flow in choked at the high-pressure turbine entrance nozzle (4), at the low-pressure t. (4.5) and at the exhaust nozzle (8)the exhaust nozzle may un-choke at low throttle settings
component efficiency and pressure ratio (burner, mixer, AB, exhaust)
bleed air and cooling air fractions are constant
power takeoffs are constant
the air and combustion gases are modeled as perfect gas in thermodynamic equilibrium
simplifying gas model: gases are calorically perfect upstream and downstream of the burner and afterburner
43
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
REFERENCINGMASS FLOW PARAMETER (MFP)
REFERENCINGat any off-design point, a relationship between the two performances variables and - the constant can be evaluated at the reference point
MASS FLOW PARAMETER
calorically perfect gas
DETAILED KNOWLEDGE OF EQUATIONS IS NOT REQUIRED FOR THE FINALE EXAM
44
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
FOR HIGH-PRESSURE TURBINE
VARIABLE SPECIFIC HEAT – COOLED TURBINE
nozzle throat stations just downstream of station 4 and 4.5 denoted by 4’ and 4.5’
DETAILED KNOWLEDGE OF EQUATIONS IS NOT REQUIRED FOR THE FINALE EXAM
45
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
power balance of the high-speed spool
The total pressure ratio of the compressor is determined from the component efficiency equation
DETAILED KNOWLEDGE OF EQUATIONS IS NOT REQUIRED FOR THE FINALE EXAM
46
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
An expression for the mass flow rate of air through the turboprop engine at any conditions can be obtained for the case of a CPG when
The power produced by the low-pressure turbine at off-design is determined by its total pressure ratio
The total temperature ratio of the low-pressure turbine is related by the CPG component efficiency relationship
DETAILED KNOWLEDGE OF EQUATIONS IS NOT REQUIRED FOR THE FINALE EXAM
47
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
work interaction coefficient for the propeller is obtained by a power balance of the low-pressure spool
Determination of the value of Cprop thus depends mainly on Tt4 (τλ) and τtL since ηprop, ηg, and ηmL, τm1, τtH, and τm2 are constant or essentially constant
Note that the flow is choked at the entrance to the low-pressure turbine (station 4.5) and is normally unchoked at the engine exit (station 9)
DETAILED KNOWLEDGE OF EQUATIONS IS NOT REQUIRED FOR THE FINALE EXAM
48
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
The total pressure at station 4.5 is related to the flight condition and throttle setting by
the total pressure at station 5 is related to the nozzle operation by
DETAILED KNOWLEDGE OF EQUATIONS IS NOT REQUIRED FOR THE FINALE EXAM
49
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
the only unknowns for solution is the static pressure ratios P0/P9
UNCHOKED FLOWthe exit static pressure P9 is equal to the ambient pressure P0
exit Mach n. < 1
exit Mach n. M9 determined using the compressible flow functions
DETAILED KNOWLEDGE OF EQUATIONS IS NOT REQUIRED FOR THE FINALE EXAM
50
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
CHOKED FLOW
Pt9/P0 obtained by the product of the ram and component for the core airstream
DETAILED KNOWLEDGE OF EQUATIONS IS NOT REQUIRED FOR THE FINALE EXAM
51
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
Equating the mass flow rate of air at stations 4.5 and 9 yields the following equation for the total pressure ratio of the low-pressure turbine in terms of the exit Mach number and the total temperature ratio of the low-pressure turbine
DETAILED KNOWLEDGE OF EQUATIONS IS NOT REQUIRED FOR THE FINALE EXAM
52
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
Determination of the conditions downstream of station 4.5 requires an iterative solution
DETAILED KNOWLEDGE OF EQUATIONS IS NOT REQUIRED FOR THE FINALE EXAM
53
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
The performance of the propeller can be simply modeled as a function of the flight Mach number
The equation for the Mach range of 0.7 - 0.85, given above, models the drop in ηprop experienced in this flight regime due to transonic flow losses in the tip region of the propeller
DETAILED KNOWLEDGE OF EQUATIONS IS NOT REQUIRED FOR THE FINALE EXAM
54
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
55
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
SUMMARY OF PERFORMANCE ANALYSIS
56
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
EXAMPLE
turboprop engine designed for a Mach n. of 0.8 at a standard altitude of 25 kft
compressor pressure ratio of 30
turbine enthalpy ratio of 0.6
ENGINE CONTROL: max compressor pressure ratio of 30, max Tt4 of 3200 °R, max Tt3 of 1600 °R
variation with changes in flight Mach n. and altitude – full throttle operation0break = 0.933
57
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
58
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
sharp break at M0=0.1 due to the assumed prop
59
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
S is very low compared with other turbine engine cycles
60
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
EXAMPLE ENGINE SELECTION: PERFORMANCE CYCLE ANALYSIS
AAF
request for proposal WTO/S=64 lbf/ft2 TSL/WTO=1.25
mission analysis WTO=24000 lbf, S=375 ft2, TSL=30000 lbf
parametric analysis narrowed the range of engine design choice the search must focus on reduced fuel consumption
parametric sensitivity analysis led to the conclusion that the selection of the engine design point fan and compressor pressure ratios
should be from the high sides of their respective ranges the design point combustor and AB temperatures should be allowed to be drift
down from their limiting value
the high altitude and high Mach n. operational requirements require an engine with a high specific thrust to obtain a low frontal area for reducing drag afterburning, low bypass, mixed flow turbofan
61
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
EXAMPLE ENGINE SELECTION: PERFORMANCE CYCLE ANALYSIS
AAF
request for proposal WTO/S=64 lbf/ft2 TSL/WTO=1.25
mission analysis WTO=24000 lbf, S=375 ft2, TSL=30000 lbf
parametric analysis narrowed the range of engine design choice the search must focus on reduced fuel consumption
parametric sensitivity analysis led to the conclusion that the selection of the engine design point fan and compressor pressure ratios
should be from the high sides of their respective ranges the design point combustor and AB temperatures should be allowed to be drift
down from their limiting value
the high altitude and high Mach n. operational requirements require an engine with a high specific thrust to obtain a low frontal area for reducing drag afterburning, low bypass, mixed flow turbofan
62
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
CRITICAL FLIGHT CONDITIONS
first engine to be selected: baseline engine performance of this engine over the critical legs of the mission
CRITICAL LEGS high fuel consumption (high ) represents a boundary of the solution space extreme operating conditions
63
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
64
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
MISSION FUEL CONSUMPTION
mission fuel usage plays a dominant role in the selection of the engine COMPUTER CALCULATED ALGEBRAIC ESTIMATE
65
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
GETTING STARTED
66
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
BASELINE ENGINE
reference point parameters
reference point performance
67
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
OPERATING ENVELOPE – BASELINE ENGINE
it is important to first ascertain the Mach n. and altitude ranges over which the engine can operate at full throttle (Tt4max) – its full throttle envelope
an engine may not be able to operate at certain combination of M and altitude Kutta conditions (P6=P16) and power balance between fan + low-p.
compressor and the low-p. turbine (which fixes P6) must be satisfied simultaneously
68
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
69
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
performance at partial throttle
70
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
MISSION PERFORMANCE – BASELINE ENGINE
71
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
THE SEARCH – baseline engine: engine 1
72
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
the cycle pressure ratio was the first design choice varied as it was changed from 20 to 28 increasing amounts of fuel were
saved
the fan pressure ratio was the next design choice varied as it was changed from 3.9 to 3.3 increasing amounts of fuel were
saved
the bypass ratio is no longer an independent variable when to match total pressure at the mixer entrance
the total temperature leaving the engine during dry operation at the supercruise flight conditions decreases with increasing compressor pressure ratio and decreasing fan pressure ratio a low Tt6A is desirable to reduce the infrared signature of the aircraft
73
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
fuel consumption is reduced by increasing cycle pressure ratio and engine bypass ratio – the reverse is true for the specific trust
74
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
OPERATIONAL ENVELOPE AND MISSION PERFORMANCE
75
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
SECOND REPRISE
now that the performance of the selected engine is know in terms of the fuel used, the effects of these changes in aircraft weight on aircraft performance can be updated
76
Università del Salento - FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – FACOLTA’ DI INGEGNERIA INDUSTRIALE – BrindisiBrindisi Dipartimento di Ingegneria dell’Innovazione - Lecce
although low fuel consumption is essential to achieving low WTO, it also results in increased values of the instantaneous weight fraction which increases the thrust loading TSL/WTO
increase in landing weight fraction requires a decrease in the wing loading or an increase of the max lift coefficient for landing