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INTRODUZIONE
I
1.1
Generalità
Le turbopompe nei lanciatori spaziali e nei missili balistici vengono impiegate per aumentare la pressione del combustibile e dell'ossidante che vengono iniettati nella camera di combustione, progettata per funzionare ad elevati livelli di pressione. In figura 1.1 è riportata una fotografia del Saturno-V alla partenza, vettore che ha portato l’uomo sulla Luna, massima rappresentazione della propulsione chimica a combustibile liquido, mentre in figura 1.2 è mostrato uno schema di massima di un propulsore missilistico con “gas- generator”[1] .
Figura 1.1 - Foto alla partenza del Saturno V
Figura 1.2- Disegno schematico di un motore a propellente liquido composto da una turbopompa e da un ‘ gas-generator’ [1]
Nei moderni propulsori chimici, a combustibile liquido, non si parla più comunque di turbopompa, bensì di “sistemi di turbopompe”, come mostrato in figura 1.3 [1], i quali sono costituiti principalmente da:
• Induttore; • Girante; • Voluta.
Figura 1.3 - Schema sistema turbopompa
Gli induttori sono usati nei sistemi missilistici moderni poiché danno sia la possibilità di far operare le turbopompe ad alte velocità con bassa pressione in entrata in modo tale da minimizzare il peso e la grandezza della turbopompa stessa, e anche perché, come sarà approfondito nel secondo capitolo, si fanno carico del fenomeno della “cavitazione”. Nel secondo capitolo saranno anche introdotti i parametri caratteristici delle turbomacchine. A titolo d'esempio sono riportati in tabella 1 e tabella 2 alcuni valori caratteristici per sistemi di turbopompe operanti in campo spaziale. Nello schema canonico di progettazione la turbopompa viene accompagnata ad una turbina che fornisce la potenza necessaria per poter operare. Questo accoppiamento non segue uno schema ben preciso, bensì di adatta al tipo di propellenti che vengono usati:
• per tipi di propellenti con densità comparabili si possono montare entrambe le pompe sullo stesso albero;
• per nette differenze di densità si montano le pompe su alberi diversi, visto che per avere il salto di pressione desiderato bisognerà operare con velocità di rotazione diverse.
In figura 1.4 [1] è riportata la turbopompa del motore RS-27 per ossigeno, montata sui lanciatori Delta I e II; mentre in figura 1.5 [1] è riportato l'esploso di una turbopompa a due stadi per idrogeno con turbina radiale della Pratt & Whitney. In entrambe le figure sono ben visibili gli induttori a monte delle pompe centrifughe.
1.2
Obbiettivi della tesi
L'obbiettivo di questo lavoro è quello di presentare, spiegare e verificare il modello matematico sviluppato dal professor D'Agostino Luca [2] che ha come fine quello di creare la geometria di un induttore, dal mozzo alle pale, con in ingresso i dati di ingombro, e di calcolarne in prima approssimazione le prestazioni della geometria sviluppata. Con l’utilizzo di questo modello si ha il vantaggio fondamentale di sapere in breve tempo, e quindi con un minimo dispendio economico, se la geometria che si sta creando avrà, in prima approssimazione, prestazioni utili da competere con diretti concorrenti, o essere troppo lontana dai valori di mercato. La spiegazione del modello sarà seguita parallelamente dallo sviluppo, tramite modellazione al CAD, del primo induttore progettato presso l'azienda ALTA-SPACE, “NAUTILUS”. A seguito della modellazione 3D, per la verifica dei risultati del modello matematico, sarà creata una mesh per una campagna di prove CFD. In figura 1.6 è riportato lo schema che rappresenta lo sviluppo del lavoro.
Designazione LPOTP1 LPFTP HPOTP HPFTP2
Tipo Assiale Assiale Doppio Ingresso Radiale
Propellente Ossigeno e Idrogeno liquido
Portata (kg/s) 425 70.4 50.9 70.4 Pressione in ingresso(MPa) 0.6 0.9 2.70 1.63 Pressione in uscita (MPa) 2.89 2.09 27.8 41 Efficienza(%) 68 75 72 75
Tabella 1- Caratteristiche del motore RS-27 LE-7
Designazione HPFTP HPOTP
Tipo Radiale Radiale
Propellente Ossigeno e Idrogeno liquido
Portata (kg/s) 35.7 46.7 Pressione in ingresso(MPa) 0.343 0.736 Pressione in uscita (MPa) 26.5 18.2 Efficienza(%) 69.9 78.4
Figura 1.4 – Turbopompa del motore RS-27
Figura 1.5 – Esploso turbopompa radiale Pratt & Whitney
Note bibliografiche al capitolo 1
[1] G.P.Sutton, O.Biblarz, “Rocket Propultion Elements- Seventh Edition”, John Wiley & sons, 2001;
[2] L.d'Agostino, L.Torre, A.Pasini, A.Cervone, “A reduced order model for preliminary design and performance prediction of tapered inducers”, The 12th international symposium on Transport Phenomena and Dynamics of rotanting Machinary, Honolulu, Hawaii, 17-22/02/2008.
