Projeto de uma Micro-Turbina

Projeto de uma Micro-Turbina

(Parte 1 de 7)

Departamento de Engenharia Mecânica

Monografia “Projeto de uma Micro-Turbina à Gás”

Autor: Thalis Pacceli da Silva e Souza Orientador: Prof. Eduardo Schirm

Novembro de 2011

Thalis Pacceli da Silva e Souza

“Projeto de uma Micro-Turbina à Gás”

Monografia apresentada ao Departamento de Engenharia Mecânica do CEFET MG, como parte integrante dos requisitos para a conclusão e obtenção do título de Engenheiro Mecânico.

Orientador: Prof. Eduardo Schirm

Belo Horizonte, Novembro de 2011.

"Projeto de uma Micro-Turbina à Gás"

Monografia apresentada por Thalis Pacceli da Silva e Souza, ao Curso de Engenharia Mecânica do Centro Federal de educação Tecnológica de Minas Gerais – CEFET MG, aprovada pela banca examinadora constituída dos professores:

Prof. Eduardo Schirm - orientador Centro Federal de Educação Tecnológica de Minas Gerais

Prof. Guilherme Marconi Silva Centro Federal de Educação Tecnológica de Minas Gerais

Prof. Rogério Antônio Xavier Nunes Centro Federal de Educação Tecnológica de Minas Gerais

Thalis Pacceli da Silva e Souza

Agradeço primeiramente a Deus, pelas maravilhosas oportunidades que tem me proporcionado. Aos meus pais, por todo carinho e compreensão. Ao professor Eduardo Schirm, pela oportunidade de desenvolver este tema, como trabalho de graduação. A equipe de CEFAST de Aerodesign, pela oportunidade de desenvolver e adquirir novos conhecimentos, sem os quais o interesse pelo tema deste trabalho teria sido possível.

Este relatório tem como objetivo final a definição da configuração básica de uma microturbina, bem como o dimensionamento e seleção dos componentes básicos deste tipo de motor. Turbinas a gás representam um importante grupo moto-propulsor, principalmente na aviação, principalmente devido a melhor relação peso-potência e peso-volume. A metodologia básica que fundamenta o projeto de uma câmara de combustão é discutida em Lefebvre (1989), Lefebvre (2003), Tsai (2004), Ribeiro (2003) e Lacava (2009). Neste projeto buscou-se atender o maior número possível destes requisitos, tais como eficiência de combustão, perda de pressão na câmara, o perfil de temperatura na saída do combustor, e dos limites de estabilidade de operação. Para o dimensionamento foram utilizadas ferramentas computacionais utilizando-se de equações empíricas para o projeto da câmara de combustão. Foram determinadas através dessas ferramentas as dimensões básicas da câmara a vazões mássicas, temperatura e perda de carga teórica em cada zona de combustão, por fim foram dimensionados os orifícios para a injeção do ar na câmara e das fendas de resfriamento. Para a configuração inicial optou-se por uma câmara de combustão tipo anelar utilizando, rotores de turbo compressores automotivos da marca Garrett, dos quais se obteve seus dados referentes ao projeto a partir do site da marca. O resultado deste trabalho é o projeto da micro-turbina a ser construída e incorporada aos laboratórios da disciplina de Máquinas Térmicas I.

Palavras-chave: micro-turbinas, câmaras de combustão, turbinas à gás.

This report aims to end the definition of the basic configuration of a micro-turbine, and the sizing and selection of the basic components of this type of engine. Gas turbines are a major rotary-wing, especially in aviation, mainly due to better power to weight ratio and weightvolume. The basic methodology underlying the design of a combustion chamber is discussed in Lefebvre (1989), Lefebvre (2003), Tsai (2004), Ribeiro (2003) and Lacava (2009). In this project we tried to meet as many of these requirements, such as combustion efficiency, loss of pressure in the chamber, the temperature profile at the exit of the combustor, and the limits of stable operation. Appling design computational tools using empirical equations for the design of the combustion chamber. Were determined using these tools the basic dimensions of the chamber mass flow rates, temperature and pressure drop in each theoretical combustion zone, finally were sized holes for the injection of air in the chamber and the cooling slots. For the initial configuration was chosen by a combustion chamber using ring type, turbocharger rotors automotive brand Garrett, of which he obtained his data from the project site of the brand. The result of this work is the design of micro-turbine to be built and incorporated into the Laboratory of the Máquinas Térmicas I.

FIGURA 2.1. MOTOR A JATO DE LORIN12
FIGURA 2.2. MOTOR A JATO TIPO WHITTLE13
FIGURA 2.3. EOLÍPILA DE HERO E REGADOR AUTOMÁTICO DE JARDIM14
FIGURA 2.4. MOTOR TIPO ESTATOJATO15
FIGURA 2.5. MOTOR-FOGUETE15
FIGURA 2.6. COMPARATIVO DE EFICIÊNCIA DE PROPULSÃO17
FIGURA 2.7. MOTOR A JATO TIPO TURBO/RAM17
FIGURA 2.8. COMPARAÇÃO ENTRE O CICLO DE TRABALHO DE UM MOTOR A JATO E UM A PISTÃO18
FIGURA 2.9. DIAGRAMA PRESSÃO-VOLUME DO CICLO DE TRABALHO DE UM MOTOR A JATO19
FIGURA 2.10. VARIAÇÃO DAS PROPRIEDADES AO LONGO DE UM TURBO-JATO20
FIGURA 2.1. DUTO PROPULSIVO2
FIGURA 2.12. CÂMARA DE COMBUSTÃO TIPO ANELAR25
FIGURA 3.1. FLUXOGRAMA DO PROJETO BÁSICO DE CÂMARAS DE COMBUSTÃO32
FIGURA 3.3. EXEMPLO DE UM MAPA DE DESEMPENHO PARA UM COMPRESSOR3
FIGURA 3.4. EXEMPLO DE MAPA PARA A TURBINA3
FIGURA 3.5. EFICIÊNCIA DE COMBUSTÃO PARA COMBUSTORES CONVENCIONAIS40
FIGURA 3.6. REPRESENTAÇÃO DAS DIMENSÕES CARACTERÍSTICAS DE CADA TIPO DE CÂMARA DE COMBUSTÃO42
DOS FUROS46
COOLING RING, (D) MACHINED RING47
PAREDES DO TUBO DE CHAMA48
FIGURA 3.10. ESQUEMA BÁSICO DE TRANSFERÊNCIA DE CALOR51
FIGURA 3.1. EXEMPLO DE DISTRIBUIÇÃO DAS FILEIRAS DE RESFRIAMENTO EM UMA CÂMARA ANULAR56
FIGURA 4.1. PONTO DE OPERAÇÃO A SEREM AVALIADOS PARA O PROJETO58
FIGURA 4.2. ROTOR DO COMPRESSOR UTILIZADO NO PROJETO MODELO GARRETT T04B-S358
FIGURA 4.3. DIMENSÕES BÁSICAS DO ROTOR DO COMPRESSOR GARRETT T04B-S359
FIGURA 4.4. MAPA DO COMPRESSOR TS04B-S359
FIGURA 4.5. ROTOR DA TURBINA UTILIZADO NO PROJETO MODELO GARRETT GT-3560
FIGURA 4.6. DIMENSÕES BÁSICAS DO ROTOR DA TURBINA GARRETT GT-3560
FIGURA 4.7. MAPA PARA A TURBINA GT-3560
CÂMARA6
FIGURA 4.9. PERFIL DE TEMPERATURA CALCULADO PARA A PAREDE INTERNA DO TUBO DE CHAMAS69
FIGURA 5.2. ESQUEMA DO FLUXO DE GASES PROPOSTO NO PROJETO71

Lista de figuras FIGURA 3.7. PERFIL DE TEMPERATURAS PARA A UMA CÂMARA DE COMBUSTÃO E REFERENCIA PARA ALOCAÇÃO FIGURA 3.8. DISPOSITIVOS PARA O FILME DE RESFRIAMENTO: (A) WIGGLESTRIP, (B) STACKED RING, (C) SPLASHFIGURA 3.9. ESQUEMA REPRESENTATIVO DAS DIMENSÕES A SEREM DEFINIDAS NO PROJETO DO RESFRIAMENTO DAS FIGURA 4.8. PERFIL DE TEMPERATURA PARA OS GASES NO INTERIOR DO TUBO DE CHAMA EM CADA POSIÇÃO NA FIGURA 5.1. MODELO EM CAD ELABORADO PARA BASEADO NOS CÁLCULOS APRESENTADOS NESTE RELATÓRIO. 71 FIGURA 5.3. DETALHE DAS FENDAS DE RESFRIAMENTO PARA A CÂMARA DE COMBUSTÃO .................................... 71

TABELA 2.1. EVOLUÇÃO DA TURBINA WESTINGHOUSE 50121
TABELA 2.2. TABELA COMPARATIVA ENTRE OS DIVERSOS TIPOS DE MODELOS DE MICRO-TURBINAS30
SELECIONADAS36
TABELA 3.2. ENTALPIA DE FORMAÇÃO E PESO MOLECULAR DAS ESPÉCIES SELECIONADAS37
TABELA 3.3. VALORES COMUNS PARA OS PARÂMETROS AERODINÂMICOS39
TABELA 3.4. EXEMPLO DE RESULTADOS PARA OS CÁLCULOS TERMOQUÍMICOS PARA A ZONA PRIMÁRIA41
61
61
TABELA 4.3. MASSA DE AR DISPONÍVEL PARA A ZONA PRIMÁRIA DE COMBUSTÃO62
TABELA 4.4. RESULTADOS DOS CÁLCULOS ESTEQUIOMÉTRICOS PARA OS PONTOS CONSIDERADOS62
GLP E DA ZONA PRIMÁRIA63
TABELA 4.6. RESULTADO PARA O CÁLCULO DAS MASSAS DE CADA ZONA64
TABELA 4.7. ÁREA DE REFERÊNCIA PARA OS REQUISITOS AERODINÂMICOS E TERMOQUÍMICOS64
TABELA 4.8. TEMPERATURAS PARA A ZONA DE RECIRCULAÇÃO65
TABELA 4.9. TEMPERATURAS PARA A ZONA PRIMÁRIA65
TABELA 4.10. TEMPERATURAS PARA A ZONA SECUNDÁRIA65
TABELA 4.1. TEMPERATURAS PARA A ZONA DE DILUIÇÃO6
TABELA 4.12. COMPRIMENTO DAS ZONAS DE COMBUSTÃO DO PROJETO6
TABELA 4.13. DADOS INICIAIS PARA O CÁLCULO DAS FENAS DE RESFRIAMENTO67
TABELA 4.14. CÁLCULO DAS MASSAS DE AR DE RESFRIAMENTO PELAS FENDAS67
FENDAS DE RESFRIAMENTO68
TABELA 4.16. PERFIL DE TEMPERATURAS NA PAREDE INTERNA DO TUBO DE CHAMA68
TABELA 4.17. PERFIL DE TEMPERATURA DA PAREDE EXTERNA DO TUBO DE CHAMA69
TABELA 4.18. VAZÃO MÁSSICA PARA OS ORIFÍCIOS E RAZÃO DE PASSAGEM70
TABELA 4.19. RESULTADO FINAL DO PROCESSO INTERATIVO PARA A DETERMINAÇAO DA ÁREA DOS ORIFÍCIOS70
TABELA 4.20. RESUMO DO NÚMERO E DIÂMETRO DOS ORIFÍCIOS DO TUBO DE CHAMA70

Lista de Tabelas TABELA 3.1. CONSTANTES PARA A EQUAÇÃO PROPOSTA POR YAWS (1999) PARA A ENTALPIA DAS ESPÉCIES TABELA 4.1. RESUMO DOS DADOS EXTRAIDOS DOS MAPAS DE DESEMPENHO DO COMPRESSOR E TURBINA GARRETT. TABELA 4.2. PROPRIEDADES PARA O AR À ENTRADA E SAÍDA DA CÂMARA DE COMBUSTÃO - ESTIMATIVA INICIAL. TABELA 4.5. RESUMO DOS RESULTADOS: RAZÃO DE EQUIVALÊNCIA GLOBAL, LIMITES DE INFLAMABILIDADE DO TABELA 4.15. PERFIL DE TEMPERATURA PARA OS GASES PRÓXIMOS A PAREDE INTERNA DOS GASES COM O USO DAS TABELA 5.1. PEÇAS SELECIONADAS DO PROJETO MODELADAS EM CAD ................................................................ 72

AGRADECIMENTOS4
RESUMO5
ABSTRACT6
LISTA DE FIGURAS7
LISTA DE TABELAS8
1. INTRODUÇÃO1
1.1. RELEVÂNCIA/ JUSTIFICATIVA1
1.2. OBJETIVO1
1.3. ORGANIZAÇÃO DO TRABALHO1
2. REVISÃO BIBLIOGRÁFICA12
2.1. OS PRINCÍPIOS DA PROPULSÃO A JATO13
2.2. MÉTODOS PARA A PROPULSÃO A JATO14
2.3. CICLO DE TRABALHO18
2.4. PROCEDIMENTOS BÁSICOS PARA O PROJETO DE TURBINAS A GÁS20
2.5. TURBINAS A GÁS PARA PROPULSÃO DE AERONAVES2
2.6. SISTEMAS DE COMBUSTÃO23
2.7. TIPOS DE CÂMARA DE COMBUSTÃO24
2.8. FATORES IMPORTANTES QUE AFETAM O PROJETO DE UMA TURBINA25
2.9. O PROCESSO DE COMBUSTÃO26
2.10. DIMENSIONAMENTO DA CÂMARA DE COMBUSTÃO26
2.1. CÂMARA DE COMBUSTÃO TIPO ANELAR27
2.12. COMPONENTES BÁSICOS DE UMA CÂMARA DE COMBUSTÃO27
2.13. REQUISITOS DE PERFORMANCE28
2.14. ROTORES28
2.15. CÂMARAS DE COMBUSTÃO30
3. METODOLOGIA31
3.1. PONTOS PRINCIPAIS NO PROJETO DE CÂMARAS DE COMBUSTÃO31
3.2. REQUISITOS DE FUNCIONAMENTO DOS ROTORES32
3.3. PROJETO DA CÂMARA DE COMBUSTÃO34
3.4. DETERMINAÇÃO DA VAZÃO DE AR34
3.5. DETERMINAÇÃO DA MASSA DE COMBUSTÍVEL35
3.6. DETERMINAÇÃO DA MASSA DE AR DA ZONA PRIMÁRIA37
3.7. DETERMINAÇÃO DA MASSA DE AR DA ZONA SECUNDÁRIA37
3.8. DETERMINAÇÃO DA MASSA DE AR DA ZONA DE DILUIÇÃO38
3.9. ÁREA DE REFERÊNCIA38
3.9.1 Considerações aerodinâmicas39
3.9.2 Considerações Termoquímicas39
3.10. ESCOLHA DA ÁREA DE REFERÊNCIA E DO TUBO DE CHAMA41
3.1. NÚMERO DE INJETORES PARA CÂMARAS ANULARES42
3.12. COMPRIMENTO DAS ZONAS DA CÂMARA43
3.12.1 Qualidade transversa da temperatura43
3.13. PERFIL DE TEMPERATURA DOS GASES4
3.13.1 Zona de Recirculação4
3.13.2 Zona Primária45
3.13.3 Zona Secundária45
3.13.4 Zona de Diluição46
3.14. RESFRIAMENTO POR FILME DE AR FRIO46
3.14.1 Wigglestrips47
3.14.2 Stacked Ring47
3.14.3 Splash Cooling Ring47
3.14.4 Machined Ring48

Sumário 3.15. RESFRIAMENTO DA PAREDE DO TUBO DE CHAMA ....................................................................... 48

3.15.2 Radiação Externa53
3.15.3 Convecção Interna53
3.15.4 Convecção Externa53
3.15.5 Orifícios de distribuição do ar de resfriamento54
4. DESENVOLVIMENTO57
4.1. CONFIGURAÇÃO INICIAL DA MICRO-TURBINA57
4.2. DIMENSIONAMENTO DA CÂMARA DE COMBUSTÃO57
4.3. DETERMINAÇÃO DA VAZÃO DE AR À ENTRADA DA CÂMARA61
4.4. DETERMINAÇÃO DA MASSA DE COMBUSTÍVEL62
4.5. DETERMINAÇÃO DAS MASSAS PARA CADA UMA DAS ZONAS63
4.6. DETERMINAÇÃO DA ÁREA DE REFERÊNCIA E DO TUBO DE CHAMA64
4.7. NÚMERO DE INJETORES64
4.8. CÁLCULO DO PERFIL DE TEMPERATURA DOS GASES65
4.9. DETERMINAÇÃO DOS COMPRIMENTOS DAS ZONAS DE COMBUSTÃO6
4.10. CÁLCULO DAS FENDAS DE RESFRIAMENTO67
4.1. CÁLCULO DOS ORIFÍCIOS DE INJEÇÃO DE AR69
5. RESULTADOS71
5.1. ELABORAÇÃO DOS DESENHOS EM CAD71
6. CONCLUSÃO73
6.1. PROPOSTA PARA TRABALHOS FUTUROS73
7. REFERÊNCIA BIBLIOGRÁFICA74

1. INTRODUÇÃO 1.1. Relevância/ justificativa

Turbinas a gás representam um importante grupo moto-propulsor, principalmente na aviação. Apresenta sobre motores alternativos uma melhor relação peso-potência e pesovolume, por isso sua importância, em contrapartida possuem um custo mais elevado que os motores a pistão.

1.2. Objetivo

O objetivo deste trabalho é o projeto de uma micro-turbina, com fins didáticos (complementação dos laboratórios de Máquinas Térmicas I), dotada dos mecanismos básicos para o seu funcionamento. Deste modo, este relatório tem como objetivo contextualizar o estado da arte das micro-turbinas dentro de uma visão generalizada, propiciando a definição dos parâmetros básicos para o desenvolvimento do objetivo final deste trabalho, ou seja, através de uma analise crítica espera-se obter um direcionamento da configuração básica da micro-turbina, para que esta, não somente seja capaz de demonstrar os princípios básicos, para o funcionamento de um motor a jato, mas tenha um baixo custo.

1.3. Organização do trabalho

Este trabalho encontra-se organizado da seguinte forma. Composto por uma revisão bibliográfica, que transcorre um pouco sobre a história dos motores de reação e os princípios básicos de seu funcionamento, uma analise sobre o estado da arte das microturbinas e uma discussão e definição da configuração do sistema a ser desenvolvido ao longo desse trabalho.

Definida a configuração básica do projeto será discutido no capítulo 3, todo o equacionamento para a definição da geometria dos componentes a serem projetados. Trataremos também da definição de conceitos importantes para o projeto e metodologia básica para o projeto de câmaras de combustão.

No capítulo 5 temos a apresentação dos resultados obtidos pelo trabalho através da aplicação dos procedimentos expostos durante o desenvolvimento da metodologia de trabalho e por fim temos o capítulo 6 onde apresentamos a conclusão do estudo apresentado neste relatório e sugestões para trabalhos futuros.

2. REVISÃO BIBLIOGRÁFICA O desenvolvimento das turbinas a gás, como um sistema de propulsão para aeronaves, ocorreu de maneira tão rápida que se torna consideravelmente difícil acreditar que por volta de 1950, poucas pessoas tivessem ouvido falar sobre esse tipo de motor. A possibilidade de usar o “jato”, como meio de propulsão, sempre despertou o interesse de projetistas da área aeroespacial, porém a baixa velocidade das primeiras aeronaves, e os motores a pistão, que não conseguiriam produzir um fluxo de ar à alta velocidade, requeridas por este tipo de motor, constituíam um empecilho para o uso do “jato”.

De acordo com Rolls-Royce (1996), o engenheiro francês, René Lorin, que patenteou o primeiro sistema de propulsão a jato (Figura 2.1), na época o sistema não pode ser fabricado ou colocado em uso, devido à baixa resistência ao calor dos materiais, que não haviam alcançado o desenvolvimento necessário. Outro fator seria a baixa eficiência do sistema para a baixa velocidade dos aviões da época. Entretanto os motores tipo estatojato (ramjet) atuais são muito similares ao conceito de Lorin.

Figura 2.1. Motor a jato de Lorin. Fonte: ROLLS-ROYCE, 1996 p. 1

Em 1930, Frank Whittle patenteou o que viria a ser a base para os atuais modelos de turbina a gás (Figura 2.2).

Figura 2.2. Motor a jato tipo Whittle. Fonte: ROLLS-ROYCE, 1996 p. 2

2.1. Os princípios da propulsão a jato

O sistema de propulsão a jato é uma aplicação prática da terceira lei de Newton, “para cada força aplicada em um corpo, há uma reação igual e oposta”. Para um sistema de propulsão aeronáutico, o “corpo” em questão seria o ar atmosférico, que é acelerado ao passar pelo motor da aeronave. A força requerida para promover esta aceleração tem um efeito igual na direção oposta atuando sobre a aeronave, (ROLLS-ROYCE, 1996).

Segundo Rolls-Royce (1996), um motor a jato produz empuxo de maneira semelhante ao conjunto motor/hélice. Ambos impulsionam a aeronave forçando uma determinada quantidade de ar a se deslocar da parte anterior para a posterior do grupo moto propulsor, um sob a forma de uma grande quantidade de ar sob uma velocidade comparativamente baixa, e o outro sob a forma de um jato de gás à alta velocidade.

O mesmo principio de reação tem sido aplicado de muitas maneiras. De acordo com Carvalho (2006), um dos exemplos mais antigos que se tem registrado na história, data do inicio da era Cristã. Trata-se da eolípila de Hero, o aparelho era capaz de transforma a energia de pressão do vapor em energia mecânica. Outra aplicação da força de reação para gerar movimento é o regador automático de jardim, onde o jato de água é usado para gerar o movimento do aparato, conforme Figura 2.3.

Figura 2.3. Eolípila de Hero e regador automático de jardim. Fonte: ROLLS-ROYCE, 1996 p. 3

Para Carvalho (2006) motor a jato é um aparato projetado para acelerar um fluxo de ar ou gás, e expeli-lo a alta velocidade. Obviamente existem diversas maneiras de se fazêlo, porém qualquer que seja o método, a resultante ou o empuxo exercido sobre o motor é proporcional a massa ou ao peso de fluido expelido pelo motor e a aceleração empregada para fazê-lo. Em outras palavras um mesmo empuxo pode ser obtido conferindo a uma grande massa de ar uma pequena velocidade ou uma grande velocidade a uma pequena massa de ar.

2.2. Métodos para a Propulsão a Jato

Segundo Carvalho (2006) o estatojato (Figura 2.4), inicialmente conhecido como “stato-reato”, posteriormente recebeu o nome de “reaccion por pression dinâmica”, nos Estados Unidos recebeu outras denominações como ram-jet e ATHODYD (sigla para Aero Thermodynamics Duct) funcionam sem a movimentação de qualquer componente no seu interior. O empuxo resulta da expansão dos gases de escape originados a partir da combustão da mistura ar/combustível. Composto basicamente de um duto divergente na entrada, câmara de combustão e um duto convergente ou convergente-divergente à saída. Este tipo de motor não funciona quando estacionário é necessário que uma fonte externa movimente o conjunto para frente, e o ar de entrada possa então converter a energia cinética em energia de pressão através do duto divergente, Rolls-Royce (1996). O estatojato é usado geralmente como motores de mísseis, não sendo usado para aeronaves, pois requer que esta já esteja em movimento para que possa produzir o empuxo.

Figura 2.4. Motor tipo estatojato. Fonte: ROLLS-ROYCE, 1996 p. 3

Como descrito em Rolls-Royce (1996), o motor-foguete (Figura 2.5) usa o mesmo principio do estatojato com a principal diferença deste tipo de motor não utilizar o ar atmosférico como fluído propulsor. Ao invés disso este tipo de motor gera seu próprio fluido propulsor através da queima de combustível e oxigênio, transportados dentro própria aeronave, possibilitando assim operações fora da órbita terrestre. Tal sistema só pode ser usado por um período curto de tempo.

Figura 2.5. Motor-foguete. Fonte: ROLLS-ROYCE, 1996 p. 4

Para Rolls-Royce (1996), o uso da turbina a gás como propulsor a jato, tem como vantagem sobre os motores-foguete e os ATHODYD, a introdução de um turbo-compressor que propicia o empuxo a aeronave mesmo a baixa velocidade. Os Motores a jato, ou turbojato são constituídos por dois componentes rotativos, o compressor e a turbina, e uma ou mais câmaras de combustão. Através deste sistema o ar atmosférico é comprimido no compressor e aquecido pela queima dos gases na câmara de combustão, o efeito combinado destes dois processos aumenta a pressão do fluido que se expande na turbina. A exaustão do gás ocorre a velocidades por volta de 626m/s (1400mi/h). Ao passar pela turbina parte da energia de pressão fornecida ao gás é transformada em trabalho no eixo da turbina que é transmitido ao compressor. Embora relativamente simples o arranjo mecânico esta simplicidade não se aplica as questões termo-aerodinâmicas, que resultam em complexos problemas de engenharia, como elevada temperatura de trabalho dos gases na câmara de combustão e turbina, o fluxo de ar através das pás de turbina e do compressor e o projeto do duto de exaustão que formará o jato propulsor.

Em aeronaves com velocidades abaixo de aproximadamente 201m/s (450mi/h) motores de jato puro tem baixa eficiência propulsiva comparado como os motores por propulsão a hélice, entretanto a eficiência da hélice decresce rapidamente com velocidades acima de 156m/s (350mi/h) conforme a Figura 2.6, devido à alta velocidade na ponta da hélice gerando distúrbios no fluxo de ar, (ROLLS-ROYCE, 1996). Estas características desses dois motores levaram ao desenvolvimento de um motor de propulsão a jato que operasse em velocidades medias pela combinação de um motor de turbina a gás com uma hélice. As vantagens do arranjo turbina/hélice, ou turbo-hélice, puderam ser posteriormente estendidas pela concepção de motores by-pass, fan ducts e propfan, conforme Carvalho (2006). Tais motores trabalham com um fluxo de ar maior e velocidades menores quando comparados com os motores turbo-jato.

Figura 2.6. Comparativo de eficiência de propulsão. Fonte: ROLLS-ROYCE, 1996 p. 7

Para Rolls-Royce (1996), os motores a jato tipo turbo/ram (Figura 2.7) combinam um motor turbo-jato (usado para velocidades até Mach 3) com um motor tipo estatojato, que possui uma boa performance à elevados números de Mach. O motor fica envolvido por um duto, que possui bocais de entrada e saída de diâmetro variável. Durante a decolagem o motor funciona como um turbo-jato comum e pós-combustor ligado. Em vôo até Mach 3 o póscombustor permanece desligado, para números de Mach acima de 3, o turbo jato é desligado, o fluxo de ar é desviado diretamente para o pós-combustor, que passa a funcionar como a câmara de combustão de um estatojato (ramjet). Este é o tipo de grupo moto-propulsor para aeronaves que necessitem desenvolver e manter velocidades altíssimas.

(Parte 1 de 7)

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