22748

بهينه سازي فني - اقتصادي استفاده از سوخت هيدروژن در يك توربوفن

كارشناسي ارشد

مهندسي سيستم‌هاي انرژي - انرژي و محيط ‌زيست

1399/6/22

دكتر ابوالفضل احمدي

دكتر رضا دشتي

فناوري‌هاي نوين

در صنايع به ويژه بخش هوانوردي ، به دليل ارزش حرارتي بالاتر و به دنبال آن مصرف سوخت كمتر به ازاي توليد نيروي تراست مورد نظر(كارآمدتر بودن) ، قيمت مشخص و بدون نوسان و نيز توليد كلي اكسيد نيتروژن به واسطه ي مصرف سوخت كمتر به ازاي توليد تراست بيشتر و نيز كربن خنثي بودن سوخت هيدروژني در مقايسه با سوخت هيدروكربني ، سوخت هيدروژني را قادر مي سازد تا سطح مشتركي ميان سه ضلع مثلث توسعه ي پايدار انرژي يعني شاخص اقتصادي ، اجتماعي و زيست محيطي و انرژي را به خوبي پوشش داده و در نتيجه سوختي پايدار موتور هاي جت مي باشد. براي اينكه اين پروژه به سرانجام برسد ، سه روش تحقيق اتخاذ گرديده است ؛ به بيان ديگر در اين پروژه براي اينكه بتوان شبيه سازي توربوفن را انجام داد و نتايج را استخراج نمود ، بنابراين نياز است تا فرمول هاي ترموديناميكي حاكمه بر توربوفن را در نرم افزار متلب كد نويسي و شبيه سازي نموده و درنهايت از طريق بهينه سازي با الگوريتم ژنتيك آن هم طي دو مرحله ، به ساختار بهينه ي نهايي توربوفن هيدروژني دست يافت. البته مسلماً براي انجام اين روند به مقادير پارامتر هاي طراحي به عنوان پيش فرض نياز مي باشد. همچنين موتور انتخابي جهت پايان نامه موتور توربوفن جنرال الكتريك جي اي 90 مي باشد. پس بنابراين در اين پروژه از سه روش تحقيق نرم افزار نويسي(جهت شبيه سازي) ، روش تحقيق تحليلي يا مدلسازي(اتخاذ فرمول هاي مورد نياز و كد نويسي در متلب) و روش تحقيق مطالعه ي موردي(انتخاب موتور جي اي 90 جهت پروژه) استفاده مي شود. پس از انجام پروژه مي توان نتايج برجسته را بدين ترتيب بيان نمود كه : پس از بهينه سازي مقادير بهينه ي ضريب كنارگذر ، نسبت فشار فن و نيز نسبت فشار كلي توربوفن هيدروژني به ترتيب برابر با 10.2965 ، 1.6111 و 39.49 به دست مي آيند. همچنين در شبيه سازي براي نقطه ي طراحي(در ارتفاع 10668 متري كروز) با تغيير توربوفن جي اي 90 هيدروكربني اوليه با ضريب كنارگذر 8.1 و نسبت فشار كلي 44.04 به توربوفن جي اي 90 هيدروژني نهايي بهينه سازي شده با نسبت فشار كلي 39.49 و ضريب كنارگذر 10.2965 : نيروي تراست خالص 16.27 درصد افزايش مي يابد ، مصرف سوخت ويژه ي متناظر با تراست به اندازه ي 65.90 درصد كاهش مي يابد ، راندمان حرارتي به ميزان 2.65 درصد افزايش مي يابد ، راندمان پيش رانشي با كاهشي به ميزان 0.2درصد عملاً تغييري نداشته و شرايط مناسبي را از منظر پيش رانشي فراهم مي نمايد ، راندمان كلي به ميزان 2.5 درصد افزايش مي يابد ، توليد كل اكسيد نيتروژن در سرتاسر فاز كروز چرخه ي پرواز 68.25 درصد كاهش مي يابد و دبي جرمي سوخت به اندازه ي 60.29 درصد كاهش مي يابد.البته با فقط با تغيير سوخت از هيدروكربني به هيدروژني در توربوفن جي اي 90 با ضريب كنارگذر 8.1 ، ارتفاع كروز 10668 متر و عدد ماخ 0.83 ، توليد كل اكسيد نيتروژن در سرتاسر فاز كروز چرخه ي پرواز 61.90 درصد كاهش مي يابد. در شبيه سازي براي نقطه ي طراحي(در ارتفاع 10668 متري كروز) با تغيير توربوفن جي اي 90 هيدروژني اوليه با ضريب كنارگذر 8.1 و نسبت فشار كلي 44.04 به توربوفن جي اي 90 هيدروژني نهايي بهينه سازي شده با نسبت فشار كلي 39.49 و ضريب كنارگذر 10.2965 : نيروي تراست خالص 4.53 درصد افزايش مي يابد ، مصرف سوخت ويژه ي متناظر با تراست به اندازه ي 3.7 درصد كاهش مي يابد ، راندمان حرارتي به ميزان 3.16 درصد افزايش مي يابد ، راندمان پيش رانشي به ميزان 0.7 درصد افزايش مي يابد ، راندمان كلي به ميزان 3.86 درصد افزايش مي يابد ، توليد اكسيد نيتروژن به ازاي سوختن هر كيلوگرم سوخت به اندازه ي 3.94 درصد كاهش مي يابد ، توليد كل اكسيد نيتروژن در سرتاسر فاز كروز 16.67 درصد كاهش مي يابد ، دبي جرمي سوخت به اندازه ي 0.6 درصد افزايش مي يابد نتايج با روندي مشابه در حالت كروز(نقطه ي طراحي) براي سطح دريا(خارج از نقطه ي طراحي) نيز پا برجاست.

1399/09/10

Techno-Economic Optimization of a Hydrogen fueled Turbofan Engine

9/12/2020 12:00:00 AM

In industry, especially aeronautics, hydrogen fuel benefits from a high thermal value and, hence, higher thrust efficiency; stable price; reduced nitrogen oxide production in every flight stage due to lower fuel consumption; and carbon neutrality compared to hydrocarbon fuels. As a result, it is capable of satisfying the economic, social, and environmental requirements of sustainable energy development, and, therefore, it is considered a sustainable fuel for jet engines. Three research methods are used to carry out this project. In order to simulate the turbofan and extract the results, it is required to convert the thermodynamic equations governing the turbofan into MATLAB code and obtain the optimal hydrogen turbofan structure via optimization using genetic algorithm in two steps. The design parameters are required as default values for this process. The engine selected for this thesis is the General Electric GE90 turbofan engine. Hence, three research methods are used for this project, namely software writing (for the simulation), analysis or modeling (deriving the required formulas and coding them in MATLAB), and case study (selecting the GE90 engine for the project). The results obtained from this project are as follows: After optimization, the optimal values of the bypass ratio, the fan pressure ratio, and the total pressure ratio of the hydrogen turbofan were obtained to be 10.2965, 1.6111, and 39.49, respectively. Moreover, the following were obtained in the simulation for the design point (at a cruise altitude of 10668 meters) by changing the original hydrocarbon-based GE90 turbofan with a bypass ratio of 8.1 and a total pressure ratio of 40.44 to the optimized hydrogen-based GE90 turbofan with a bypass ratio of 10.2965 and a total pressure ratio of 39.49: The net thrust force increases by 16.27 percent; the thrust-specific fuel consumption decreases by 65.90 percent; the thermal efficiency increases by 2.65 percent; the propulsive efficiency remains almost unchanged with a mere reduction of 0.2 percent and provides adequate propulsive conditions; the total efficiency increases by 2.5 percent; the emission of nitrogen oxide reduces by 68.25 percent throughout the cruise phase of the flight cycle; and the fuel mass flow rate decreases by 60.29 percent. However, only by changing the fuel from hydrocarbon to hydrogen in the GE90 turbofan with a bypass ratio of 8.1, cruise altitude of 10668 meters, and Mach number of 0.83, the emission of nitrogen oxide throughout the cruise phase of the flight cycle falls by 61.90 percent. The following were obtained in the simulation for the design point (at a cruise altitude of 10668 meters) by changing the original hydrogen-based GE90 turbofan with a bypass ratio of 8.1 and a total pressure ratio of 40.44 to the optimized hydrogen-based GE90 turbofan with a bypass ratio of 10.2965 and a total pressure ratio of 39.49: The net thrust force rises by 4.53 percent; the thrust-specific fuel consumption falls by 3.7 percent; the thermal efficiency increases by 3.16 percent; the propulsive efficiency is improved by 0.7 percent; the total efficiency rises by 3.86 percent; the emission of nitrogen oxide per 1 kilogram of burnt fuel falls by 3.94 percent; the total emission of nitrogen oxide throughout the cruise phase reduces by 16.67 percent; and the fuel mass flow rate increases by 0.6 percent. Similar results were obtained for a process similar to the cruise state (design point) at sea level (off design point).