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Guias e Dicas
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Projeto de uma Micro-Turbina, Notas de estudo de Cultura

Projeto de uma Micro-Turbina para fins didáticos

Tipologia: Notas de estudo

2012

Compartilhado em 18/08/2012

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thalis-pacceli-2 🇧🇷

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Baixe Projeto de uma Micro-Turbina e outras Notas de estudo em PDF para Cultura, somente na Docsity! 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. RESUMO Este relatório tem como objetivo final a definição da configuração básica de uma micro- turbina, 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. ABSTRACT 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 weight- volume. 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. Lista de figuras FIGURA 2.1. MOTOR A JATO DE LORIN. .................................................................................................................. 12 FIGURA 2.2. MOTOR A JATO TIPO WHITTLE. ........................................................................................................... 13 FIGURA 2.3. EOLÍPILA DE HERO E REGADOR AUTOMÁTICO DE JARDIM. ................................................................. 14 FIGURA 2.4. MOTOR TIPO ESTATOJATO. ................................................................................................................. 15 FIGURA 2.5. MOTOR-FOGUETE. .............................................................................................................................. 15 FIGURA 2.6. COMPARATIVO DE EFICIÊNCIA DE PROPULSÃO. .................................................................................. 17 FIGURA 2.7. MOTOR A JATO TIPO TURBO/RAM. ........................................................................................................ 17 FIGURA 2.8. COMPARAÇÃO ENTRE O CICLO DE TRABALHO DE UM MOTOR A JATO E UM A PISTÃO. ......................... 18 FIGURA 2.9. DIAGRAMA PRESSÃO-VOLUME DO CICLO DE TRABALHO DE UM MOTOR A JATO. ................................. 19 FIGURA 2.10. VARIAÇÃO DAS PROPRIEDADES AO LONGO DE UM TURBO-JATO. ...................................................... 20 FIGURA 2.11. DUTO PROPULSIVO. .......................................................................................................................... 22 FIGURA 2.12. CÂMARA DE COMBUSTÃO TIPO ANELAR. .......................................................................................... 25 FIGURA 3.1. FLUXOGRAMA DO PROJETO BÁSICO DE CÂMARAS DE COMBUSTÃO. .................................................... 32 FIGURA 3.3. EXEMPLO DE UM MAPA DE DESEMPENHO PARA UM COMPRESSOR. ..................................................... 33 FIGURA 3.4. EXEMPLO DE MAPA PARA A TURBINA. ................................................................................................ 33 FIGURA 3.5. EFICIÊNCIA DE COMBUSTÃO PARA COMBUSTORES CONVENCIONAIS. .................................................. 40 FIGURA 3.6. REPRESENTAÇÃO DAS DIMENSÕES CARACTERÍSTICAS DE CADA TIPO DE CÂMARA DE COMBUSTÃO. ... 42 FIGURA 3.7. PERFIL DE TEMPERATURAS PARA A UMA CÂMARA DE COMBUSTÃO E REFERENCIA PARA ALOCAÇÃO DOS FUROS. .................................................................................................................................................... 46 FIGURA 3.8. DISPOSITIVOS PARA O FILME DE RESFRIAMENTO: (A) WIGGLESTRIP, (B) STACKED RING, (C) SPLASH- COOLING RING, (D) MACHINED RING. ............................................................................................................. 47 FIGURA 3.9. ESQUEMA REPRESENTATIVO DAS DIMENSÕES A SEREM DEFINIDAS NO PROJETO DO RESFRIAMENTO DAS PAREDES DO TUBO DE CHAMA. ...................................................................................................................... 48 FIGURA 3.10. ESQUEMA BÁSICO DE TRANSFERÊNCIA DE CALOR. ........................................................................... 51 FIGURA 3.11. EXEMPLO DE DISTRIBUIÇÃO DAS FILEIRAS DE RESFRIAMENTO EM UMA CÂMARA ANULAR. .............. 56 FIGURA 4.1. PONTO DE OPERAÇÃO A SEREM AVALIADOS PARA O PROJETO............................................................. 58 FIGURA 4.2. ROTOR DO COMPRESSOR UTILIZADO NO PROJETO MODELO GARRETT T04B-S3. ................................ 58 FIGURA 4.3. DIMENSÕES BÁSICAS DO ROTOR DO COMPRESSOR GARRETT T04B-S3. .............................................. 59 FIGURA 4.4. MAPA DO COMPRESSOR TS04B-S3. ................................................................................................... 59 FIGURA 4.5. ROTOR DA TURBINA UTILIZADO NO PROJETO MODELO GARRETT GT-35. ........................................... 60 FIGURA 4.6. DIMENSÕES BÁSICAS DO ROTOR DA TURBINA GARRETT GT-35. ........................................................ 60 FIGURA 4.7. MAPA PARA A TURBINA GT-35. ......................................................................................................... 60 FIGURA 4.8. PERFIL DE TEMPERATURA PARA OS GASES NO INTERIOR DO TUBO DE CHAMA EM CADA POSIÇÃO NA CÂMARA. ....................................................................................................................................................... 66 FIGURA 4.9. PERFIL DE TEMPERATURA CALCULADO PARA A PAREDE INTERNA DO TUBO DE CHAMAS .................... 69 FIGURA 5.1. MODELO EM CAD ELABORADO PARA BASEADO NOS CÁLCULOS APRESENTADOS NESTE RELATÓRIO. 71 FIGURA 5.2. ESQUEMA DO FLUXO DE GASES PROPOSTO NO PROJETO ...................................................................... 71 FIGURA 5.3. DETALHE DAS FENDAS DE RESFRIAMENTO PARA A CÂMARA DE COMBUSTÃO .................................... 71 3.15.1 Radiação Interna .................................................................................................................... 52 3.15.2 Radiação Externa ................................................................................................................... 53 3.15.3 Convecção Interna .................................................................................................................. 53 3.15.4 Convecção Externa ................................................................................................................. 53 3.15.5 Orifícios de distribuição do ar de resfriamento ...................................................................... 54 4. DESENVOLVIMENTO ...................................................................................................................... 57 4.1. CONFIGURAÇÃO INICIAL DA MICRO-TURBINA ................................................................................... 57 4.2. DIMENSIONAMENTO DA CÂMARA DE COMBUSTÃO .......................................................................... 57 4.3. DETERMINAÇÃO DA VAZÃO DE AR À ENTRADA DA CÂMARA ............................................................ 61 4.4. DETERMINAÇÃO DA MASSA DE COMBUSTÍVEL ................................................................................. 62 4.5. DETERMINAÇÃO DAS MASSAS PARA CADA UMA DAS ZONAS............................................................. 63 4.6. DETERMINAÇÃO DA ÁREA DE REFERÊNCIA E DO TUBO DE CHAMA .................................................... 64 4.7. NÚMERO DE INJETORES .................................................................................................................... 64 4.8. CÁLCULO DO PERFIL DE TEMPERATURA DOS GASES ......................................................................... 65 4.9. DETERMINAÇÃO DOS COMPRIMENTOS DAS ZONAS DE COMBUSTÃO.................................................. 66 4.10. CÁLCULO DAS FENDAS DE RESFRIAMENTO ................................................................................... 67 4.11. CÁLCULO DOS ORIFÍCIOS DE INJEÇÃO DE AR ................................................................................ 69 5. RESULTADOS ................................................................................................................................... 71 5.1. ELABORAÇÃO DOS DESENHOS EM CAD............................................................................................ 71 6. CONCLUSÃO ..................................................................................................................................... 73 6.1. PROPOSTA PARA TRABALHOS FUTUROS ............................................................................................ 73 7. REFERÊNCIA BIBLIOGRÁFICA ..................................................................................................... 74 APÊNDICE I .................................................................................................................................................. 76 11 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 peso- volume, 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 micro- turbinas 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. 12 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). 15 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 16 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 turbo- jato 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. 17 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 pós- combustor 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. Figura 2.7. Motor a jato tipo turbo/ram. Fonte: ROLLS-ROYCE, 1996 p. 8 O turbo-foguete pode ser considerado um caso especial do turbo/ram sendo a diferença principal o fato deste tipo de motor carregar o próprio oxigênio para a combustão. Embora este motor seja mais leve que o turbo/ram tem um alto consumo de combustível, o que o torna seu uso mais apropriado em aeronaves tipo interceptadores ou lançamentos 20 Figura 2.10. Variação das propriedades ao longo de um turbo-jato. Fonte: ROLLS-ROYCE, 1996 p. 15 2.4. Procedimentos básicos para o projeto de turbinas a gás Para Boyce (2002), o primeiro grande ponto do projeto trata-se de projeto termodinâmico. Esta etapa é composta pelos cálculos detalhados levando em consideração fatores importantes como: eficiências esperada dos componentes propriedades variáveis do fluido, queda de pressão, que serão considerados para a determinação da taxa de compressão e temperatura na entrada da turbina. Embora no meio industrial estes cálculos sejam desenvolvidos em computadores, deve-se ter em mente que estes não são matematicamente um ponto ótimo. Por exemplo, para uma dada temperatura de entrada da turbina, um aumento considerado na taxa de compressão, gera um aumento mínimo na eficiência térmica, resultando em um motor demasiadamente complexo e de custo elevado. Uma vez que o projetista tenha estabelecido parâmetros razoáveis para o projeto, ele pode então, com base na potência especifica (unidade de potência por unidade de fluxo de massa de ar), estipular a massa de ar necessária para determinada potência. Segundo Cohen (1996), sabendo-se o fluxo de ar, a taxa de compressão e a temperatura do ar de entrada da turbina, o foco de projeto passa a ser o projeto aerodinâmico do turbo-maquinário, pelo qual podemos determinar o diâmetro anelar, as rotações e estágios requeridos. Neste estagio do projeto, provavelmente se encontrariam as primeiras dificuldades, pois as modificações nos quesitos aerodinâmicos influenciam os parâmetros termodinâmicos, de modo que cada parâmetro modificado retroalimenta o sistema, gerando uma nova configuração. A cada modificação deve-se buscar otimizar os parâmetros estabelecidos nas especificações de projeto. O projeto aerodinâmico ainda deve levar em conta se a fabricação de determinado componente é passível de ser construída. Por exemplo, o 21 espaço necessário entre as pás do rotor, não deve ser menor do que aquele necessário para que as ferramentas de fresa possam usinar a peça. O projeto mecânico somente pode ser iniciado depois que os dimensionamentos aerotermodinâmicos já estão em estágios bem avançados. Os cálculos das tensões e vibrações resultantes do projeto mecânico podem acarretar em mudanças no mesmo que na maioria das vezes acabariam por prejudicar as melhorias alcançadas nos campos da aerodinâmica. Simultaneamente ao projeto mecânico, estudos paralelos (Off-Design) são executados, estes estudos incluem a variação nas condições ambientais, bem como uma possível redução na potência. Sistemas de controle para o motor também são desenvolvidos juntamente com os estudos paralelos, para garantir o funcionamento automático e seguro do motor. Para tal, se torna necessário predizer a temperatura e pressão ao longo do motor, e escolher alguns desses pontos como pontos de controle do sistema, (COHEN, 1996). Uma vez que a turbina a gás tenha sido colocada em serviço haverá sempre a demanda por modelos com maior eficiência e potência, acarretando no desenvolvimento de motores cada vez mais otimizados. Quando um determinado motor de reação necessita de revisão para melhoria de sua eficiência/potência o projetista deve considerar métodos como o aumento do fluxo de ar, da temperatura do ar de entrada, da eficiência individual de cada componente enquanto mantém o mesmo projeto básico para o motor. Um projeto bem sucedido pode chegar a ter sua potência triplicada ao longo de seu ciclo de desenvolvimento, (BOYCE, 2002). Eventualmente, a tecnologia implementada em um motor se tornará ultrapassada e não competitiva no mercado e o desenvolvimento de novas soluções se faz necessário. A Tabela 2.1 mostra o ciclo de melhorias que a turbina Westinghouse 501, sofreu desde sua concepção original em 1968 até o final de seu ciclo em 1993. Tabela 2.1. Evolução da turbina Westinghouse 501. Fonte: COHEN, 1996 p. 36 Ano 1968 1971 1973 1975 1981 1993 Potência [MW] 42 60 80 95 107 160 Eficiência Térmica [%] 27,1 29,4 30,5 31,2 33,2 35,6 Taxa de Compressão 7,5 10,5 11,2 12,6 14,0 14,6 Temp. entrada Turbina [K] 1153 1161 1266 1369 1406 1533 Fluxo de ar [kg/s] 249 337 338 354 354 435 Temp. Gás de Exaustão [º C] 474 426 486 528 531 584 No. de estágios Comp. 17 17 17 19 19 16 No. De estágios Turbina. 4 4 4 4 4 4 22 2.5. Turbinas a gás para propulsão de aeronaves As turbinas a gás usadas na aviação diferem das turbinas usadas industrialmente naquilo que se refere ao trabalho útil produzido não sob potência disponível no eixo, mas sim sob a forma de empuxo. Para Cohen (1996), o projetista de motores para aviação deve ter em mente os diferentes requisitos exigidos deste tipo de motor, no que diz respeito as condições de operação à que estes são submetidos, por exemplo, decolagem, aterrissagem, manobra, cruzeiro, subida, bem como a aplicação para a qual este motor esta sendo desenvolvido (aviação militar ou civil, longo ou curto-alcance). Figura 2.11. Duto Propulsivo. Fonte: COHEN, 1996 p. 87 Considere o diagrama esquemático de um duto propulsivo mostrado na Figura 2.11. Relativamente ao motor, o ar entre pelo duto de entrada com velocidade Ca igual e na direção oposta a velocidade da aeronave, a unidade propulsora acelera o ar e este então deixa a turbina com velocidade Cj. Para efeitos de simplificação assumiremos por enquanto que todo o fluxo de massa m é constante (o fluxo de combustível é desprezado) assim o empuxo líquido F devido à variação da quantidade de movimento é ( ) (2.1) m.Cj e chamado de empuxo bruto e m.Ca arrasto da quantidade de movimento na entrada. Quando os gases de exaustão não se expandem completamente para pa no duto propulsivo, a pressão pj na seção de saída será maior do que pa haverá então um aumento na pressão de empuxo na área de saída Aj igual a ( ), (COHEN, 1996). O empuxo líquido pode ser escrito da seguinte maneira. ( ) ( ) (2.2) 25 Figura 2.12. Câmara de combustão tipo anelar. Fonte: COHEN, 1996 p. 236 Câmaras de combustão separadas, ainda são largamente utilizadas em motores industriais, porém projetos recentes fazem uso do sistema tubo-anelar, onde tubos individuais são uniformemente espaçados em torno de um espaçador anelar. A configuração ideal, para Cohen (1996), em termos de dimensões compactas é o anelar, no qual é feito uma utilização total do espaço disponível. Entretanto sistemas anelares apresentam algumas desvantagens, levaram ao desenvolvimento dos combustores tubo-anelar. Embora um grande número de injetores de combustível possa ser usado, é mais difícil uma distribuição balanceada combustível/ar e uma distribuição balanceada da temperatura de saída.. 2.8. Fatores importantes que afetam o projeto de uma turbina Ao longo de cinco décadas os fatores básicos para o projeto de sistemas de combustão de turbinas a gás não mudaram muito, embora recentemente novos requerimentos tenham evoluído, segundo Cohen (1996) são eles:  A temperatura dos gases depois da combustão deve ser comparativamente baixa para satisfazer as tensões limites suportada pelo material da turbina.  Ao final da câmara de combustão a distribuição de temperatura deve ser conhecida para que as pás das turbinas não sofram de superaquecimento local.  A combustão deve se manter sob um fluxo de ar se movendo a alta velocidade na região de 30-60m/s, e em operação estável sob uma larga faixa da relação ar/combustível variando desde carga total ate marcha lenta. 26  A formação de depósitos de carbono deve ser evitada. Partículas pequenas carregadas para a turbina em alta-velocidade do fluxo de gases podem causar erosão das pás e bloquear a passagem do ar de resfriamento. 2.9. O processo de combustão De acordo com Boyce (2002), a combustão de combustíveis líquidos envolve a mistura de um spray fino de gotículas de combustível com ar, a vaporização de gotículas, a quebra das moléculas de hidrocarbonetos e frações mais leves, a mistura desses hidrocarbonetos com moléculas de oxigênio, e finalmente a reação química. Altas temperaturas, como aquelas proporcionadas pela combustão, a uma mistura aproximadamente estequiométrica, é necessária e todos esses processos devem ocorrer suficientemente rápidos para uma combustão com o ar em movimento, para que seja completado em um pequeno espaço. A combustão de combustíveis gasosos envolve menos processo, mas muito do que se segue ainda é aplicável. Desde que a razão ar/combustível na região da combustão é de 100:1, enquanto o coeficiente estequiométrico é aproximadamente 15:1, primeiramente é essencial que o ar seja introduzido em estágios, Há três estágios distintos. Por volta de 15-20% do ar é introduzido ao redor do jato de combustível na zona primária para proporcionar altas temperaturas necessárias para a combustão. Algo em torno de 30% do ar total fornecido através de orifícios no tubo de chama para completar a combustão, na zona secundária. Para uma alta eficiência de combustão essa parcela do ar deve ser injetada cuidadosamente, em pontos muito específicos do processo, para evitar o resfriamento da chama localmente e a redução drástica na velocidade de reação. Finalmente, na zona terciária, por onde o restante do ar é misturado com os produtos da combustão para resfriá-los para a temperatura de entrada requerida pela turbina. Turbulência suficiente deve ser fornecida para promover a mistura entre as massas fria e quente de modo a obter uma distribuição de temperatura uniforme, sem pontos quentes que acabariam por danificar a turbina, (COHEN, 1996). 2.10. Dimensionamento da Câmara de Combustão Segundo Ribeiro, 2003, o projeto de câmaras de combustão requer o conhecimento de diversas disciplinas como: termodinâmica, química, transferência de calor entre outras, que devem ser usadas para encontrar soluções de engenharia que satisfaçam o maior número de requisitos conflitantes. 27 2.11. Câmara de combustão tipo Anelar Para Lefebvre 2003, a câmara de combustão tipo anelar, sob diversos aspectos, pode ser considerada como o tipo ideal de câmara de combustão, pois possui um layout aerodinamicamente limpo resultado em uma unidade mais compacta com perda de carga mais baixa quando comparada com outros tipos de combustores. Ribeiro 2003 ainda apresenta como vantagem a ocorrência reduzida de problemas com o resfriamento das paredes do combustor devido a baixa razão volume/superfície, e a principal desvantagem para este tipo de câmara seria a dificuldade no desenvolvimento de uma sistema de injeção de combustível adequado para as mesmas devido a geometria complexa do sistema. 2.12. Componentes básicos de uma câmara de combustão Segundo Lacava (2009) e Lefevbre (2003), basicamente uma câmara de combustão pode ser dividida em três zonas distintas, são elas: Zona Primária, Zona Secundária e Zona de Diluição.  Zona Primária: A função principal desta zona é ancorar a chama para todas as condições de operação provendo tempo, turbulência e temperatura para que essencialmente se processe uma reação de combustão completa da mistura ar- combustível. Nesta região deve se formar uma zona de recirculação dos gases quentes para que a mistura combustível seja continuamente ignitada e estabilizada. Em geral, 15% a 20% em volume do fluxo total de ar proveniente do compressor é introduzido nessa região. Mistura deve estar dentro dos limites de inflamabilidade. (LACAVA, 2009)  Zona Secundária: Juntamente com a zona primária forma a zona de combustão. Adição de cerca de 30% em volume do ar proveniente do compressor. Funciona como uma extensão da zona primária, caso a queima completa não tenha ocorrido nesta.  Zona de Diluição: Neste estágio todo o processo de combustão já foi finalizado, porem é necessário diluir e resfriar os gases queimados para níveis aceitáveis para o material da turbina. A quantidade de ar disponível para a diluição é geralmente entre 20 e 40% da massa total de ar do combustor. E é introduzido no fluxo de gases quentes através de uma ou mais fileiras de furos, que devem possuir tamanho e forma 30 2.15. Câmaras de Combustão Schreckling (2003) destaca que para as micro-turbinas têm-se observado uma preferência generalizada pela câmara de combustão tipo anelar, devido a sua simplicidade construtiva. Embora pelos estudos de Cohen (1996), tenhamos observado que o projeto de uma câmara de combustão deve considerar em seus requisitos, uma série de fatores além da simplicidade mecânica, em função desta observação, devemos então considerar durante a fase de projeto detalhado, atender a outros requisitos, como queda de pressão reduzida, distribuição homogênea da temperatura na entrada da turbina e um estudo mais detalhado sobre a posição e vazão, de cada uma das três zonas, propostas por Cohen (1996) para distribuição do fluxo total de ar. A Tabela 2.2 algumas características de modelos de micro-turbinas, sendo quatro modelos da marca americana JetJoe, um modelo nacional (TS-65) e um modelo tipo homemade, proposto por Schreckling (2003). Tabela 2.2. Tabela comparativa entre os diversos tipos de modelos de micro-turbinas. TS-65 turbina brasileira JJ-3000 modelo JetJoe JJ-1800 modelo JetJoe JJ-1400 modelo JetJoe J Junior modelo JetJoe FD3/64 modelo caseiro Diâmetro externo:[mm] 112 110 110 90 55 110 Comprimento: [mm] 220 235 230 158 112 264 Peso: [g] 1000 1500 1500 850 235 1150 Consumo a máxima potência: [ml/s] 3 7,57 - - 2,6 Empuxo máximo: [N] 39,22 133,44 88,96 62,27 17,79 24 Rotação máxima: [rpm] 90000 115000 115000 - 240000 - Rotação em marcha lenta: [rpm] 35000 30000 25000 - 96000 20000 Relação peso-empuxo 0.251 0.111 0.165 0.134 0.130 0.470 Podemos perceber que apesar das dimensões relativamente parecidas próximas, existem diferenças consideráveis no empuxo máximo desenvolvido e na faixa de rotações destas micro-turbinas. As turbinas comercias estrangeiras (modelos JetJoe) apresentam um relação peso-empuxo melhor que a turbina brasileira, também comercial. Todos os modelos comerciais apresentam uma melhor relação peso-empuxo que a turbina caseira. Todos os modelos comerciais apresentados na tabela possuem rotores projetados especificamente para esta condição. 31 3. METODOLOGIA 3.1. Pontos principais no projeto de câmaras de combustão Visto que o uso de rotores comerciais para o projeto de turbinas apresenta uma seria de vantagens, focaremos nossos esforços no desenvolvimento do projeto da câmara de combustão. Assim em um projeto simplificado para um combustor, o projetista deve utilizar equações empíricas para chegar às dimensões das zonas da câmara, a razão ar/combustível e as necessidades do filme de resfriamento. Neste capítulo será descrito como se realizou o presente projeto da câmara de combustão, sendo explicitada a metodologia utilizada e as fórmulas e considerações sugeridas. Os requisitos básicos que fundamentam o projeto de uma câmara de combustão são discutidos 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. A eficiência de combustão é um parâmetro que deve ser analisado, pois, a ineficiência no processo de combustão representa desperdício de combustível, além de causar uma maior emissão de poluentes. O perfil de temperatura na saída da câmara de combustão deve ser tal que não ocorra superaquecimento das pás da turbina. Para que isso ocorra, e se tenha uma distribuição uniforme de temperatura, devem-se misturar bem os gases quentes em combustão e o ar frio das entradas secundárias por meio do aumento da turbulência na câmara. Os limites de estabilidade da câmara de combustão dizem respeito principalmente aos intervalos de razão ar/combustível para os quais não ocorre apagamento da chama, ou seja, os limites de inflamabilidade do combustível selecionado. Os principais pontos para o projeto de uma câmara de combustão podem ser resumidos na Figura 3.1. 32 Figura 3.1. Fluxograma do projeto básico de câmaras de combustão. 3.2. Requisitos de funcionamento dos Rotores O uso de rotores comerciais aplicados em micro-turbinas, deve ser feito respeitando as limitações de funcionamento inerente ao projeto de cada rotor, ou seja, as condições de operação devem ser semelhantes àquelas estipuladas pelo fabricante. Assim, projeto da câmara de combustão deve levar em consideração os limites de operação estipulados pelo fabricante para o funcionamento estável dos rotores da turbina e do compressor. Boa parte dessas informações se condensa nos mapas de operação, as Figura 3.2 e Figura 3.3 apresentam respectivamente exemplos típicos de mapas do compressor e turbina. Especificação de Projeto •Requisitos de funcionamento dos Rotores. •Requisitos de projeto estipulados na literatura consultado Selecionar tipo de câmara •Tubular •Anelar •Tubo-anelar Determinar massas de ar •Determinação das massas de ar necessárias para a combustão •Definição das massas de ar para cada zona •Determinação do perfil de temperatura dos gases de combustão Determinar Áreas •Área de referência •Determinar o tamanho da Zona Primária •Determinar o tamanho da Zona Secundária •Determinar o tamanho da Zona de Diluiçao Projeto do resfriamento •Definição das massas de ar de resfriamento da parede da câmara de combustão •Cálculo do perfil de temperatura das parades icom o uso fendas de resfriamento •Definiçao da posição das fendas Projeto dos orifício da câmara •Determinação da massa de ar pelos orifícios •Determinação das área total dos furos •Distribuição dos orificios ao longo do combustor. 35 De maneira análoga os pontos de operação para a turbina foram escolhidos conforme demonstrado em Tsai (2004), assim do mapa da turbina, podemos obter a taxa de compressão ( ) e a eficiência da turbina ( ). A temperatura , na saída da turbina, é inicialmente estimada com o valor de ou , conforme sugerido por Tsai (2004). Assim uma estimativa inicial para o a temperatura ao final a entrada da zona de diluição pode ser obtida pelo método proposto por Tsai (2004), demonstrado a seguir. ( ⁄ ) (3.4) Dado que parte da vazão mássica de ar total deve ser direcionada para resfriamento dos mancais de rolamento, somente um percentual estará disponível para a zona primária da câmara de combustão, logo, a vazão mássica de ar disponível na zona primária é dada pela equação. ̇ ( ) ̇ (3.5) O percentual deslocado para o resfriamento dos mancais é inserido novamente na câmara de combustão pelos orifícios das zonas primária e secundária. 3.5. Determinação da massa de combustível O combustível escolhido para esta avaliação inicial corresponde ao GLP (Gás Liquefeito de Petróleo), cuja composição química pode ser simplificada segundo Bizzo (2003) como uma mistura de 50% de Propano ( ) e 50% de Butano ( ), base molar. Holman (1983) propõem que a equação (3.6) seja utilizada para representar a equação global (um passo, uma etapa) para a mistura de combustíveis que compõe o GLP. O balanço de massa apresentado na equação (3.6) representa a reação estequiométrica para a queima do combustível. (3.6) Conforme proposto por Tsai (2004), assume-se que não haverá transferência de calor da câmara para o meio externo, assim os produtos resultantes da combustão produziram a temperatura máxima para uma dada temperatura dos reagentes. Dessa forma superestima-se a temperatura dos produtos de combustão. A equação (3.7) se pode ser escrita da seguinte forma: 36 ̇ ̅ ̇ ̅ ̇ ̅ ̇ ̅ ̇ ̅ ̇ ̅ ̇ ̇ ̅ (3.7) Onde ̇ representa o fluxo de massa do GLP e ̇ representa o fluxo de massa do ar que participa do processo de combustão efetivamente. Para a obtenção dos valores das entalpias ( ) para cada uma das espécies químicas ( , , , , e ) utilizou-se a aproximação pela (3.8), conforme proposta por Yaws (1999), que fornece o valor da entalpia para uma dada temperatura ( ). Onde as constantes para cada espécie química, podem ser encontradas na Tabela 3. (3.8) Tabela 3.1. Constantes para a equação proposta por Yaws (1999) para a entalpia das espécies selecionadas. Fonte: Yaws (1999). Espécie química a b c d CO2 22,26 5,58E-02 -3,50E-05 7,47E-09 H2O 32,24 1,92E-03 1,06E-05 -3,60E-09 O2 25,48 1,52E-02 -7,16E-06 1,31E-09 N2 28,9 -1,57E-03 8,08E-06 -2,87E-09 C3H8 -4,04 3,05E-01 -1,57E-04 3,17E-08 C4H10 3,96 3,72E-01 -1,83E-04 3,51E-08 Para a temperatura de chama adiabática tem-se que: ∑ ∑ (3.9) Onde a entalpia do produto/reagente é dada por ̅̅ ̅ ̅̅ ̅̅ ̅̅ ̅̅ ̅̅ (3.10) Onde ̅̅ ̅ corresponde à entalpia de formação da espécie química em questão, ̅̅ ̅̅ calculado pela equação (3.8), é a entalpia de uma determinada espécie avaliada a temperatura , que representa a temperatura na saída da câmara de combustão e ̅̅ ̅̅ ̅̅ é a entalpia de referência avaliada para todas as espécies na CNTP. Os valores utilizados de entalpia de formação para cada uma das espécies é mostrado na Tabela 3.2. 37 Tabela 3.2. Entalpia de formação e peso molecular das espécies selecionadas. Fonte: Yaws (1999). Espécie química Peso Molar [g/mol] Entalpia de formação @ 298 K [kJ/mol] C3H8 44,097 -104,70 C4H10 58,123 -126,80 CO2 44,01 -393,50 H2O 18,015 -241,82 Dado que ̇ ̇ e resolvendo a equação (3.7) para o fluxo de massa do combustível ̇ obteremos: ̇ ̇ (3.11) 3.6. Determinação da massa de ar da zona primária Lacava (2009) recomenda que os valores de razão de equivalência para os quais a microturbina venha a operar devem se encontrar entre os limites mínimo e máximo de inflamabilidade, o que em outras palavras significa dizer que a razão de equivalência da mistura ar-combustível deve estar entre os limites para o qual a mistura é inflamável. Para o GLP estes valores variam entre 0,4% (limite inferior de inflamabilidade) e 8% (limite superior de inflamabilidade), base de massa, conforme estudo realizado por Vivas (2010). Ou seja, a mistura ar-combustível para o GLP é inflamável somente quando a percentagem de massa do combustível representa de 0,4 a 8% da massa total da mistura. A escolha da razão de equivalência da zona primária ( ) deve levar em conta as diversas condições de operação que o motor possa vir a sofrer. Porém uma vez escolhida a vazão mássica de ar na zona primária é dada pela equação (3.12). ̇ ̇ (3.12) Onde a razão de equivalência global ( ) é dada pela razão entre a massa de ar necessária para a combustão e a massa de ar total disponível, representa a vazão mássica de ar total e ̇ é vazão mássica de ar na zona primária. 3.7. Determinação da massa de ar da zona Secundária Lefebvre (2003) ressalta que o processo de combustão deve ser finalizado até o final desta zona. Lacava (2009) sugere a razão de equivalência até o final dessa zona seja levemente pobre por volta de 0,8, para tal propõem que se utilize da seguinte equação para a determinação da vazão mássica. 40 Figura 3.4. Eficiência de combustão para combustores convencionais. Fonte: Lacava (2009). O parâmetro também chamado de fator de correção de temperatura pode ser avaliado conforme proposto por Lacava (2009) através da equação (3.18). { (3.18) A razão de equivalência global, dada pela equação (3.19), é a razão entre as razões de equivalência operacional ( ) e a estequiométrica ( ), para cada condição de operação. ̇ ̇ ⁄ ̇ ̇ ⁄ (3.19) Segundo Lacava (2009) razão de equivalência da zona primária ( ) deve ser escolhida supondo que o combustível e o ar a serem injetados nesta zona vão formar uma 41 mistura inflamável antes da ignição, logo a razão de equivalência para esta zona deve obrigatoriamente estar dentro do envelope de mistura inflamável para os reagentes em questão. Utilizando-se dos cálculos termoquímicos podemos determinar os extremos de razão de equivalência da zona primária, ou seja, podemos e devemos avaliar para cada condição de operação da máquina os limites máximo e mínimo admissíveis para , de forma a identificar os limites globais para a mistura. A fim de esclarecer melhor examinemos a Tabela 3.4, que mostra um resumo fictício para os resultados dos cálculos termoquímicos. Tabela 3.4. Exemplo de resultados para os cálculos termoquímicos para a zona primária. Fonte: Lacava (2009). Condição de operação T2 [K] ΦPOBRE ΦRICO ΦGLOBAL ΦGLOBAL/ΦPOBRE ΦGLOBAL/ΦRICO Máxima tração 814 0,344 2,31 0,347 1,01 0,15 Máxima altitude 707 0,387 2,24 0,286 0,74 0,13 Cruzeiro 1060 0,246 2,46 0,145 0,59 0,06 Idle em solo 343 0,533 2,03 0,128 0,24 0,06 Na Tabela 3.4 foram analisadas quatro condições de operação sendo elas máxima tração, máxima altitude, cruzeiro e parada (idle) em solo. T2 representa a temperatura na entrada da câmara de combustão, e representam respectivamente a razão de equivalência mais rica e mais pobre para os quais a mistura ainda encontra-se dentro dos limites de inflamabilidade do combustível, representa a razão de equivalência global que é dada pela razão entre a massa de ar necessária para a combustão (estequiométrica) pela massa de ar total disponível. De acordo com Lacava (2009), podemos observar que uma vazão mássica de ar na zona primária superior a 24% do ar proveniente do compressor poder causar a extinção da combustão quando a turbina operar em idle. Enquanto valores inferiores a 15% podem causar a extinção da combustão quando o motor estiver operando na tração máxima, logo uma escolha conveniente para a razão ̇ ̇ ⁄ que atenda as condições críticas deve estar entre os valores de 0,15 e 0,24. A escolha da razão de equivalência para a zona primária ( ) deve ser feita com muito cuidado, pois muito pobre pode gerar problemas de instabilidade na combustão enquanto muito rico pode levar a formação de fuligem. 3.10. Escolha da área de referência e do tubo de chama Segundo Lacava (2009), para cada uma das condições de operação haverá dois valores para área de referência; um advindo dos cálculos aerodinâmicos e outro dos cálculos 42 termoquímicos, o projetista deve escolher o maior valor encontrado, visto que este propiciará a menor velocidade e consequentemente a menor perda de carga, um volume maior induz também um maior tempo de residência na zona primária. Uma vez escolhida à área de referência ( ) pode-se determinar a área do tubo de chama ( ), que corresponde a área da seção transversal onde se desenvolverá as reações de combustão. A relação entre e a é dada pela simples equação (3.20), conforme proposto por Lacava (2009). (3.20) A Figura 3.5 mostra a representação das dimensões características para cada um dos tipos de câmara de combustão. Assim representa o diâmetro do tubo de chama, é o diâmetro de representativo da área de referência, é o diâmetro interno na câmara de combustão tipo anular. Figura 3.5. Representação das dimensões características de cada tipo de câmara de combustão. Fonte: Lacava (2009). 3.11. Número de injetores para câmaras anulares De acordo com Lacava (2009), para o cálculo do número de injetores necessários em uma câmara de combustão tipo anular, partimos da premissa, que a abrangência da chama corresponde aos limites impostos por pelo diâmetro do tubo de chama e o comprimento do jato de ar entre os injetores a distância obtida pelo , dessa forma pode-se obter o número de injetores necessários aplicando-se a equação (3.21). ( ) (3.21) Onde representa o número de injetores necessários em uma câmara de combustão anular. 45 temperatura à saída da zona de recirculação. A temperatura média da zona de recirculação ( ) é dada pela equação: (3.29) 3.13.2 Zona Primária A eficiência da zona primária ( ) é dada pela equação (3.30) e o aumento de temperatura ( ) é obtido pelos cálculos termoquímicos a partir do valor de temperatura de entrada da câmara de combustão e a razão de equivalência da zona primária (ϕZP). A temperatura na saída da zona primária é dada pela equação (3.31). [ ] (3.30) (3.31) 3.13.3 Zona Secundária A temperatura à entrada da zona secundária é igual a , equação (3.33). A temperatura de saída dos gases na zona secundária ( ), é calculada de forma análoga aos cálculos anteriores, porem a eficiência na zona secundária é calculada pela equação (3.32), para misturas pobres. ( ( ⁄ )) (3.32) (3.33) Onde , aumento de temperatura na zona secundária pode ser obtido pelos cálculos termoquímicos, considerando as condições à entrada da câmara de combustão e a razão de equivalência da zona secundária (ϕZS). O parâmetro incorpora a influência da perda de pressão total ao longo da câmara na eficiência de combustão e é dado pela equação (3.34). ( ) (3.34) O parâmetro chamado “carga cinética do combustível”, dado pela equação (3.35). ( ) ( ) ̇ (3.35) 46 Onde é a ordem da reação, sendo igual a 1 para e igual a para , e o volume da zona primária da câmara. 3.13.4 Zona de Diluição Para a zona de diluição pode-se assumir que ao seu final a temperatura de projeto, , ou calcula-se a temperatura se saída da câmara da mesma forma que para a zona secundária, conforme sugerido por Lacava (2009). Um processo interativo pode ser utilizado para a determinação da temperatura ao final da câmara de combustão igualando-se o valor estimado na equação (3.4), aos valores calculados pelo mesmo método da zona secundária. Finalizadas as etapas de cálculo das temperaturas, tem-se o perfil de temperatura ao longo da câmara para uma determinada condição, Lacava (2009). O perfil de temperatura deve ser calculado para todas as condições crítica e deve ser utilizado como referência para o posicionamento das fendas de refrigeração. Conforme indicado na Figura 3.6. Figura 3.6. Perfil de temperaturas para a uma câmara de combustão e referencia para alocação dos furos. Fonte: Lacava (2009). 3.14. Resfriamento por filme de ar frio Segundo Lefebvre (2003), o esquema de resfriamento por filme refere-se à injeção de um fluxo de gases frios na superfície interna do tubo de chama, ou seja, entre a parede da câmara e o fluxo de gases quentes resultantes da combustão. O filme de resfriamento inicialmente formado é gradativamente destruído pela mistura turbulenta do fluxo de gases quentes, então normalmente uma serie de fendas espaçadas em intervalos de 40-80 mm ao longo do comprimento da câmara de combustão é adicionada para contornar este problema. 47 A Figura 3.7 mostra os dispositivos mais utilizados para o resfriamento por filme são eles: wigglestrips, stacked rings, splash-cooling rings e machined rings. Figura 3.7. Dispositivos para o filme de resfriamento: (a) wigglestrip, (b) stacked ring, (c) splash-cooling ring, (d) machined ring. Fonte: Lefebvre (2003). 3.14.1 Wigglestrips Para Lefebvre (2003) em alguns combustores, a queda da pressão estática ao longo do liner é muito baixa para propiciar um filme de resfriamento desejado. Nestes casos um recurso utilizado é o uso de dispositivos que aproveitem a queda da pressão total ao longo do combustor, como o wigglestrip, Figura 3.7(a). A principal vantagem deste tipo de dispositivo é a garantia do fornecimento da quantidade de ar necessária para o filme de resfriamento, independente da queda de pressão estática ao longo do tubo de chama. A desvantagem é a aerodinâmica ineficiente do filme de resfriamento, que permite que o fluxo de gases quentes rompa o filme. 3.14.2 Stacked Ring Stacked ring Figura 3.7(b) é um dispositivo que também utiliza a pressão total para gerar o filme de resfriamento. Embora forneça uma forma de construção menos rígida que a solução wigglestripes, o fato dos orifícios de admissão do ar serem perfurados ou conformados na parede do tubo de chama, logo, uma precisão dimensional maior, resulta em uma menor variação na taxa de ar de resfriamento, conforme descrito em Lefebvre (2003). 3.14.3 Splash Cooling Ring Segundo Lefebvre (2003) este dispositivo utiliza somente a queda de pressão estática como força motora para a injeção do filme de ar de resfriamento. O ar de resfriamento 50 Para a viscosidade dinâmica ( ) condutividade térmica dos gases de combustão ( ), deve-se substituir, respectivamente, nas equações (3.41) e (3.42) o valor de pelo valor de , que representa a temperatura dos gases de combustão. A seguir, calcula-se o número de Reynolds para a fenda, pela equação (3.43). (3.43) Para Ribeiro (2003) podemos avaliar se a parede está sendo corretamente resfriada, calculando as temperaturas das superfícies interna e externa do tubo de chama nas posições mais distantes de uma determinada fenda, onde o resfriamento será deficiente. A distância entre as fendas subsequentes pode então ser determinada para que o efeito de resfriamento de uma fenda seja estudado no ponto mais quente da parede resfriada por ela. Determinada a distância pode-se calcular a o número de Reynolds nessa distância de fenda, conforme a equação (3.44) proposta por Ribeiro (2003). Então se verifica em que zona de combustão está localizada o ponto em que se calculará a temperatura, e assim, é possível determinar a razão ar-combustível para as zonas de combustão. (3.44) A efetividade do filme de resfriamento pode ser obtida pela equação (3.45) proposta por Lacava (2009). { ( ) ( ) ( ) ( ) ( ) ( ) (3.45) Onde é calculado pela equação (3.46) (3.46) Assim podemos calcular a temperatura do gás nas proximidades da parede, segundo Ribeiro (2003) pela equação (3.47). ( ) (3.47) Onde é a temperatura do gás na parede do tubo de chama. 51 Para calcular a temperatura na parede da câmara, faz-se necessário um balanço do fluxo de calor através da parede da câmara. A Figura 3.9 mostra o esquema básico para o processo de transferência de calor nas paredes. Figura 3.9. Esquema básico de transferência de calor. Fonte: Lefebvre (2003). De acordo com Lefebvre (2003), o tubo de chama pode ser considerado como um recipiente para o fluxo de gases quentes, envolto pela carcaça, ou casing, com ar fluindo entre o recipiente e a carcaça. O aquecimento do tubo de chama acontece principalmente pela radiação e convecção dos gases quentes no interior do tubo, resfriado pela radiação da parede do tubo para a carcaça e pela convecção dentro do fluxo ar na área anelar. A magnitude relativa entre os processos de radiação e convecção são dependentes principalmente da geometria da câmara e das condições de operação do sistema. Em condições de equilíbrio a temperatura na parede da câmara é tal, que o fluxo de calor interno e externo é igual para qualquer ponto. A perda de calor por condução ao longo da parede do tubo de chama é pequena quando comparada com os demais processos, e geralmente pode ser desprezada. O modelo de transferência de calor mostrado na Figura 3.9 contempla apenas a variação axial nas propriedades. Segundo Lefebvre (2003), todas as propriedades são assumidas como constantes ao longo da circunferência em qualquer posição axial ao longo da câmara. Conforme descrito em Lefebvre (2003), em regime permanente a taxa de transferência de calor que entra em um elemento da parede deve ser balanceada pela taxa de 52 transferência de calor que sai. Então, para um elemento, cuja área da superfície interna é , temos: (3.48) Como pode ser observado na Figura 3.9, é o calor devido a radiação, é o calor devido a convecção e , o calor de condução ao longo das paredes do tubo de chama, pode ser desprezado, visto que, é relativamente menor que os fluxos de calor devido a radiação e convecção. Geralmente a espessura da parede da câmara é pequena, o que significa que . Logo, a equação (3.48) pode ser simplificada para: (3.49) Onde é o calor de condução através da parede, devido ao gradiente de temperatura na parede, logo: (3.50) Onde é a condutividade térmica do material da parede do tubo de chama. 3.15.1 Radiação Interna Lefebvre (2003) propõem a equação (3.51) para avaliar o fluxo de calor por radiação dos gases para a parede. ( ) (3.51) Onde é a constante de Stefan-Boltzmann, que vale [ ⁄ ]; é a emissividade das paredes do tubo de chama; é a emissividade do gás à temperatura do gás ( ), que pode ser avaliada através da equação (3.52). [ ] (3.52) Onde é a razão combustível por ar, em massa. é o comprimento característico do gás, que pode ser avaliado segundo Lacava (2009) pela equação (3.53), é a pressão do gás em [kPa], é a temperatura em [K], é representa o fator de luminosidade, avaliado pela equação (3.54) de acordo com Lefebvre (2003). { (3.53) 55  Determinação da razão de passagem, , que é a razão entre a vazão total que entrará pelos orifícios de uma fileira ( ̇ ) e a vazão na área anular ( ̇ ). ̇ ̇ (3.64)  Como estimativa inicial deve-se atribuir como coeficiente de descarga para os orifícios ( ) o valor de 0,5.  Através da equação (3.65) deve-se estimar o somatório das áreas dos orifícios ( ) para cada fileira, sendo que o valor típico para perda de pressão localizada na passagem do escoamento pelo orifício ( ⁄ ) é de 0,06. ̇ (3.65)  A equação (3.66) é utilizada para o cálculo do fator de perda de pressão, ; onde é o fator de perda de quantidade de movimento, cujo valor varia de acordo com o tipo de orifício, sendo para canto vivo 0,8 e em caso de canto convexo 0,6. { √ ( ) } (3.66) (3.67)  O coeficiente de descarga dos orifícios pode ser recuperado através da equação (3.68). √ (3.68) Caso o coeficiente de descarga calculado pela equação (3.68) recuperar o valor estimado inicialmente, encontrou-se a área de passagem pelos orifícios; caso contrário, o processo iterativo deverá sem continuado até sua convergência. Uma vez concluído o processo, Ribeiro (2003) propõem a equação (3.69) para o diâmetro dos orifícios, e então se verifica se os orifícios cabem no tubo de chama, equação (3.70). √ (3.69) 56 (3.70) Onde é o número de orifícios no tubo de chama. A Figura 3.10 mostra um exemplo orifícios calculados e distribuídos ao longo de um combustor. Figura 3.10. Exemplo de distribuição das fileiras de resfriamento em uma câmara anular. Fonte: Lacava (2009). 57 4. DESENVOLVIMENTO Neste capítulo será apresentada a metodologia utilizada para a obtenção dos resultados mostrados no capítulo seguinte. A partir dos procedimentos demonstrados no capítulo anterior foi elaborada uma planilha eletrônica utilizando o software Microsoft Excel®, com o uso de macros para automatizar o processo interativo, necessário para se atingir as soluções das equações. 4.1. Configuração inicial da micro-turbina Com base nos dados apresentados optou-se por uma micro-turbina, composta por uma câmara de combustão tipo anelar, devido da simplicidade construtiva e bom desempenho, e o uso de rotores de turbo-compressores tipo automotivos, que ainda são considerados como uma boa alternativa em virtude dos fatores já apresentados neste relatório, como por exemplo, a boa performance obtida pelos mesmo, quer seja pelos materiais especialmente desenvolvidos para este finalidade ou pelo emprego de métodos de fabricação de alta precisão. 4.2. Dimensionamento da Câmara de Combustão Visto que para o presente projeto, a turbina e o compressor serão selecionados a partir de rotores disponíveis comercialmente em “turbos” automotivos, concentraremos nosso estudo no desenvolvimento de um projeto para a câmara de combustão que deverá atender aos requisitos impostos pelos rotores e àqueles estipulados para que o projeto possa ter um desempenho satisfatório, estipulados no item 2.13 Requisitos de Performance deste relatório. Os requisitos impostos pelos rotores podem ser avaliados pelos dados fornecidos pelo fabricante, resumidas em sua maioria pelos mapas do compressor e turbina, respectivamente Figura 4.4 e Figura 4.7. Assim, para o projeto desta câmara de combustão buscou-se avaliar o comportamento da câmara para sete pontos distintos e assim ser possível determinar uma geometria capaz de atender a uma gama maior de condições de operação, para tal foi traçada uma reta que abrange desde rotações elevadas até mais baixas, conforme mostrado na Figura 4.1. 60 Figura 4.5. Rotor da turbina utilizado no projeto modelo Garrett GT-35. Figura 4.6. Dimensões básicas do rotor da turbina Garrett GT-35. Fonte: Garrett (2006). Figura 4.7. Mapa para a Turbina GT-35. Fonte: Garrett (2006) 61 A Tabela 4.1 mostra um resumo dos dados extraídos dos mapas de desempenho do compressor e turbina que servirão de dados de entrada para o inicio do projeto da câmara de combustão. Tabela 4.1. Resumo dos dados extraidos dos mapas de desempenho do compressor e turbina Garrett. Ponto 1 Ponto 2 Ponto 3 Ponto 4 Ponto 5 Ponto 6 Ponto 7 Rotação [rpm] 46050 69750 84200 96600 106000 114050 120400 Compressor ⁄ 1,1 1,5 1,75 2,1 2,25 2,4 2,5 65% 73% 73% 72% 69% 65% 60% ̇ [g/s] 56,70 113,40 160,65 196,56 245,70 264,60 274,05 Turbina ⁄ 1,1 1,5 1,75 2,1 2,25 2,4 2,5 71% 71% 71% 71% 71% 71% 71% 4.3. Determinação da vazão de ar à entrada da câmara Utilizando os dados da Tabela 4.1 em conjunto com os procedimentos propostos no item 3.4 deste relatório, podemos obter uma estimativa das propriedades do ar na entrada e saída da câmara de combustão. Assumindo o ar à entrada do compressor com as seguintes propriedades. ; ; É estimada inicialmente a temperatura à saída da turbina em 800°C, através de um processo interativo descrito no item 3.13.4 obtém-se o valor mostrado na Tabela 4.2, utilizando a equações (3.1), (3.3) e (3.4). Tabela 4.2. Propriedades para o ar à entrada e saída da câmara de combustão - estimativa inicial. Ponto Rotação [rpm] P2 [Pa] T2 [K] T3 [K] 1 46050 111458 310,81 815,56 2 69750 151988 348,31 867,36 3 84200 177319 368,96 893,77 4 96600 212783 395,93 925,52 5 106000 227981 410,81 937,69 6 114050 243180 439,37 949,13 7 120400 253313 446,86 956,41 Os dados apresentados na Tabela 4.2, representam o resultado final do processo interativo para as propriedades nos extremos da câmara de combustão e serão utilizados nos cálculos para a determinação da vazão de ar necessário para a combustão estequiométrica. Conforme dito anteriormente parte da vazão de ar disponibilizada pelo compressor será direcionada para o resfriamento dos mancais de rolamento do eixo, para tal, 62 45% da vazão total serão utilizados nesta tarefa, ou seja, aplicando-se a equação (3.5), nos valores de vazão calculados na Tabela 4.1, obteremos a vazão de ar disponível para a primeira zona de combustão, mostrado na Tabela 4.3. Após o resfriamento dos mancais o ar será novamente direcionado para as zonas de combustão seguintes (zona secundária e zona de diluição). Tabela 4.3. Massa de ar disponível para a zona primária de combustão. Ponto Rotação [rpm] ̇ [g/s] ̇ [g/s] 1 46050 56,70 0,45 31,18 2 69750 113,40 0,45 62,37 3 84200 160,65 0,45 88,36 4 96600 196,56 0,45 108,11 5 106000 245,70 0,45 135,13 6 114050 264,60 0,45 145,53 7 120400 274,05 0,45 150,73 4.4. Determinação da massa de combustível Conforme descrito anteriormente no item 3.5, assume-se que não haverá transferência de calor da câmara para o meio externo, logo, os produtos resultantes da combustão produziram a temperatura máxima para uma dada temperatura dos reagentes. Assim utilizaremos o balanço estequiométrico proposto na equação (3.7) para determinar a vazão mássica de combustível, ̇ , necessária para a combustão estequiométrica, uma vez que o ar disponibilizado pelo compressor contém um percentual elevado de nitrogênio e somente o oxigênio é utilizado no processo de combustão clássico, em cada condição de operação. Resolvendo a equação (3.8) para igual ao valor inicialmente estimado na Tabela 4.2 para , obteremos para a vazão mássica para cada um dos pontos analisados, como pode ser observado na Tabela 4.4. Tabela 4.4. Resultados dos cálculos estequiométricos para os pontos considerados. Ponto Rotação [rpm] ̇ [g/s] ̇ [g/s] ̇ [g/s] 1 46050 31,18 27,36 1,77 2 69750 62,37 51,30 3,31 3 84200 88,36 70,09 4,53 4 96600 108,11 83,27 5,38 5 106000 135,13 100,57 6,50 6 114050 145,53 104,76 6,77 7 120400 150,73 107,64 6,95 65 4.8. Cálculo do perfil de temperatura dos gases Utilizando as equações (3.27), (3.28) e (3.29) podemos obter respectivamente a temperatura máxima, a eficiência e a temperatura média da zona de recirculação a Tabela 4.8 apresenta os resultados obtidos através dos cálculos. Tabela 4.8. Temperaturas para a Zona de Recirculação. Ponto [Pa] [K] [K] [K] [K] 1 111458 311 2154 37% 1109,92 843,55 2 151988 348 2147 41% 1233,34 938,33 3 177319 369 2144 44% 1301,76 990,82 4 212783 396 2140 46% 1390,60 1059,05 5 227981 411 2138 48% 1435,72 1094,09 6 243180 439 2134 50% 1512,88 1155,04 7 253313 447 2133 51% 1536,95 1173,58 Para obter as temperaturas ao final da zona primária utilizamos as equações (3.30), para o cálculo da eficiência desta zona e (3.31), para a temperatura ao final da saída da zona primária. A Tabela 4.9 apresenta os resultados obtidos através dos cálculos. Tabela 4.9. Temperaturas para a Zona Primária. Ponto [Pa] [K] [K] [K] 1 111458 311 1856 59% 1397,46 2 151988 348 1841 61% 1475,99 3 177319 369 1833 63% 1519,24 4 212783 396 1822 65% 1575,16 5 227981 411 1816 66% 1603,68 6 243180 439 1805 67% 1652,89 7 253313 447 1802 68% 1667,88 As equações (3.32), (3.33) e (3.34) fornecem para a zona secundária, respectivamente, a eficiência, a temperatura de saída, e o parâmetro . A Tabela 4.10 apresenta os resultados obtidos através dos cálculos. Tabela 4.10. Temperaturas para a Zona Secundária. Ponto [Pa] [K] [K] [K] 1 111458 311 7,83E-08 0,448 64% 1790,83 1450,56 2 151988 348 1,07E-07 0,448 55% 1782,67 1323,93 3 177319 369 1,26E-07 0,448 50% 1778,38 1255,41 4 212783 396 1,25E-07 0,448 50% 1773,00 1282,82 5 227981 411 1,44E-07 0,448 46% 1770,14 1217,85 6 243180 439 1,50E-07 0,448 44% 1764,88 1217,45 7 253313 447 1,49E-07 0,448 44% 1763,55 1230,67 E finalmente para a zona de diluição repete-se o procedimento semelhante para à zona secundária. A Tabela 4.11 mostra os resultados obtidos através dos cálculos. 66 Tabela 4.11. Temperaturas para a Zona de Diluição. Ponto [Pa] [K] [K] [K] 1 111458 311 7,83E-08 0,448 46% 1087,29 814,84 2 151988 348 1,07E-07 0,448 44% 1080,22 819,79 3 177319 369 1,26E-07 0,448 42% 1076,42 822,97 4 212783 396 1,25E-07 0,448 42% 1044,97 835,42 5 227981 411 1,44E-07 0,448 42% 1012,08 835,22 6 243180 439 1,50E-07 0,448 42% 978,74 848,55 7 253313 447 1,49E-07 0,448 42% 970,84 852,43 A Figura 4.8 mostra graficamente o perfil de temperatura ao longo da câmara de combustão. Figura 4.8. Perfil de temperatura para os gases no interior do tubo de chama em cada posição na câmara. 4.9. Determinação dos comprimentos das zonas de combustão O comprimento das zonas de combustão primária e secundária são determinados pelas equações (3.22) e (3.23), já para a zona de diluição depende do chamado fator de qualidade transversal, dado pela equação (3.24). A partir desse ponto então podemos aplicar a equação (3.25) para determinar o comprimento da zona de diluição. O comprimento total pode então ser determinado pela equação (3.26). A mostra os resultados para os comprimentos das de cada zona da câmara de combustão. Tabela 4.12. Comprimento das zonas de combustão do projeto. Comprimento da Zona Primária - 16,50 mm Comprimento da Zona Secundária - 24,75 mm Comprimento da Zona de Diluição - 46,00 mm Comprimento Total da câmara - 87,25 mm 67 4.10. Cálculo das fendas de resfriamento Utilizando os procedimentos descritos no item 3.15 podemos determinar a temperatura na parede do tubo de chama, e dessa forma iniciar o projeto das fendas de resfriamento. Na tabela abaixo são apresentados os dados iniciais utilizados nos cálculos e na Tabela 4.14 os resultados para o cálculo das massas de ar de resfriamento utilizando as equações (3.37) a (3.40). Tabela 4.13. Dados iniciais para o cálculo das fenas de resfriamento. 0,047 m 0,028 m 0,00056 m 0,001 m 0,000164,3 m² 0,012164 m² 0,008515 m² Tabela 4.14. Cálculo das massas de ar de resfriamento pelas fendas. Área anelar Zona Primária Zona Secundária Zona de Diluição ̇ [kg/s] ̇ [kg/s] [kg/m².s] [kg/m².s] [kg/m².s] [kg/m².s] 0,0499 0,0007 4,099 1,606 2,6 2,410 0,8 2,643 1,6 0,1006 0,0014 8,268 3,013 2,7 4,519 0,9 5,786 1,4 0,1431 0,0019 11,766 4,116 2,9 6,173 0,9 8,578 1,4 0,1757 0,0024 14,448 4,890 3,0 7,334 1,0 10,860 1,3 0,2206 0,0030 18,132 5,906 3,1 8,858 1,0 14,091 1,3 0,2384 0,0032 19,599 6,151 3,2 9,227 1,1 15,696 1,2 0,2471 0,0033 20,317 6,321 3,2 9,481 1,1 16,383 1,2 Determina-se a efetividade do filme de resfriamento pela equação (3.45) e então calcular a temperatura dos gases na proximidade da parede, equação (3.47). Considerando três fendas de resfriamento uma em cada zona teremos o perfil de temperatura dos gases na proximidade da parede do tubo de chama apresentado na Tabela 4.15. 70 Tabela 4.18. Vazão mássica para os orifícios e razão de passagem. Vazão pelos orifícios Razão de passagem - β Rotação [rpm] ̇ [kg/s] ̇ [kg/s] ̇ [kg/s] ZP ZS ZD 46050 0,006 0,020 0,022 12% 40% 44% 69750 0,011 0,037 0,048 11% 37% 48% 84200 0,016 0,051 0,071 11% 35% 50% 96600 0,018 0,060 0,090 10% 34% 51% 106000 0,022 0,072 0,117 10% 33% 53% 114050 0,023 0,075 0,130 10% 32% 55% 120400 0,024 0,077 0,136 10% 31% 55% Tabela 4.19. Resultado final do processo interativo para a determinaçao da área dos orifícios. Ah x 10^-6 [m²] Rotação [rpm] ZP ZS ZD δ ZP ZS ZD ZP ZS ZD ZP ZS ZD 46050 0,63 0,63 0,63 0,8 1,97 1,97 1,97 9,95 9,95 9,95 76,31 245,61 270,19 69750 0,63 0,63 0,63 0,8 1,26 1,26 1,26 4,06 4,06 4,06 110,19 356,66 460,33 84200 0,63 0,63 0,63 0,8 1,00 1,00 1,00 2,57 2,57 2,57 132,13 429,17 602,73 96600 0,63 0,63 0,63 0,8 0,95 0,95 0,95 2,29 2,29 2,29 134,96 439,60 659,26 106000 0,63 0,63 0,63 0,8 0,79 0,79 0,79 1,61 1,61 1,61 154,18 503,99 813,96 114050 0,63 0,62 0,63 0,8 0,76 0,76 0,76 1,46 1,46 1,46 154,92 508,19 879,71 120400 0,63 0,62 0,62 0,8 0,75 0,75 0,75 1,45 1,45 1,45 153,92 505,36 889,08 As áreas demarcadas na Tabela 4.19 representam os valores utilizados na equação (3.69) para determinar o número de orifícios de cada zona. O resultado final para o número de furos que serão empregados no projeto podem ser conferidos na Tabela 4.20. Tabela 4.20. Resumo do número e diâmetro dos orifícios do tubo de chama. Número de Orifícios - [mm] Zona Primária 48 2 Zona Secundária 18 6 Zona de Diluição 10 11 71 5. RESULTADOS Neste capítulo apresentamos os resultados obtidos dos estudos anteriormente apresentados. 5.1. Elaboração dos desenhos em CAD De posse dos dados obtidos elaboramos um modelo para auxiliar da posterior construção do projeto. Os desenhos referentes ao projeto podem ser observados no Apêndice I. Figura 5.1. Modelo em CAD elaborado para baseado nos cálculos apresentados neste relatório. Na Figura 5.2 pode-se observar o esquema para o fluxo de gases do compressor para a turbina proposto no projeto, onde a área vermelha representa a zona primária, em amarelo a zona secundária e finalmente em laranja temos a zona de diluição. A Tabela 5.1 apresenta algumas peças modeladas em CAD resultantes deste trabalho. Figura 5.2. Esquema do fluxo de gases proposto no projeto Figura 5.3. Detalhe das fendas de resfriamento para a câmara de combustão A Figura 5.3 mostra o detalhe das fendas de resfriamento no projeto proposto. 72 Tabela 5.1. Peças selecionadas do projeto modeladas em CAD Disco difusor de ar do compressor em CAD Rotores da turbina e compressor modelados Tampa frontal da turbina modelada Conjunto compressor e difusor de ar Câmara de combustão modelada em CAD Conjunto turbina distribuidor modelado Tubeira modelada 75 TSAI, L. Design and Performance of a Gas-Turbine engine from an automobile turbocharger. Massachusetts Institute of Technology, Massachusettes, 2003. BIZZO, W. A. Geração, Distribuição e Utilização de Vapor. Cap. 2. UNICAMP, Campinas, SP, 2003. HOLMAN, J.P. Transferência de Calor. 6ª ed. McGraw-Hill. Sao Paulo, SP, 1983. YAWS, C. L. Chemical Properties Handbook, 7ª ed. McGraw-Hill, New York, NY, 1999. GARRET. Garrett Product Catalog, 2006. 76 APÊNDICE I " AL 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | 8 A B 1 I i | ' c F k 1 npo D 1 om | 1 ' 1 7 O- | QTD. |DENOMINAÇÃO] ITEM |MATERIAL|DIMENSÕES| OBS CENTRO FEDERAL DE EDUCAÇÃO TECNOLÓGICA CA DE MINAS GERAIS lá Escala: 1:2 E CEEFMG| MICRO-TURBINA CONJUNTO | Unidade: Mimero dor R de ' Massa: - E D-L to foto: 07 de 08 |! : T 6 Dota: 15/11/2011 - — I = 7; o rm ———— [TT 6 I V 0 10 eo 30 40 50 6 70 80 90 100 654321 87654321 D F E C B A D A B C E F 1009080706050403020100 mm 8 2 5 ,8 8 5 TAMPA TRASEIRA 10 79,60 134,73 59,60 100,73 B B SEÇÃO B-B ESCALA 1 : 2 R17 R10 130,73 22 9 10,5755,602 1 0 2 7 4 11 SUPORTE DISCOS 13 104 4 ,1 2 2 1 ,8 8 PALHETA DO DISTRIBUIDOR 18 2 1 0,50 x 45,00° DISTRIBUIDOR ESCALA 1:1 7 7 ,6 3 0, 50 4 2 ,2 7 °2 9 ,6 0 9,59 9 5 A A SEÇÃO A-A 7 7 ,6 3 2,65 R3 8 3 5 3 4 6 5 ,6 8 2 9 ,6 0 13,65 2:1 Massa: Folha: Desenhista: Unidade: Milímetros Título: de Desenho executado com Propriedade do CEFET-MG Orientador Escala: Desenhista: 2011 EDUARDO SCHIRM THALIS PACCELI DA SILVA E SOUZA THALIS PACCELI DA SILVA E SOUZA Projetista: usando primeiro diedro Data: 15/11/2011 04 DE MINAS GERAIS Projeção de vistas: CENTRO FEDERAL DE EDUCAÇÃO TECNOLÓGICA TRASEIRA E PALHETAS DO DISTRIBUIDOR DISTRIBUIDOR, SUPORTE DISCOS, TAMPA 08 6 Suporte dos Discos 13 SAE 1020 25,88x8x4 - 18 Palheta Distrbuidor 11 AISI 310 #0,5X18X21 - 1 Tampa Traseira 10 SAE 1020 134,73X46 - 1 Distribuidor 4 SAE 1020 95X13,65 - QTD. DENOMINAÇÃO ITEM MATERIAL DIMENSÕES OBS. 654321 87654321 D F E C B A D A B C E F 1009080706050403020100 mm 16.2 16.4 16.1 16.5 47,57 130,07 4x 4,50 A A B B 05 Massa: Folha: Desenhista: Unidade: Milímetro Título: de Desenho executado com Propriedade do CEFET-MG Orientador Escala: Desenhista: 2011 EDUARDO SCHIRM THALIS PACCELI DA SILVA E SOUZA THALIS PACCELI DA SILVA E SOUZA Projetista: usando primeiro diedro Data: 15/11/2011 1:1 COMBUSTÃO CONJUNTO CÂMAMARA DE DE MINAS GERAIS Projeção de vistas: CENTRO FEDERAL DE EDUCAÇÃO TECNOLÓGICA 08 1 Chapa interna Zona de Diluição 16.6 AISI 310 - 1 Chapa interna Zona Primária/Secundária 16.5 AISI 310 - 1 Chapa externa Zona de Diluição 16.4 AISI 310 - 1 Chapa externa Zona Secundária 16.3 AISI 310 - 1 Chapa externa Zona Primária 16.2 AISI 310 - 1 Chapa Base 16.1 AISI 310 - QTD. DENOMINAÇÃO ITEM MATERIAL DIMENSÕES OBS. 16.2 16.3 16.1 16.5 16.4 16.4 16.1 SEÇÃO A-A ESCALA 1.5 : 1 16.6 16.3 16.5 16.2 29,7141,25 1 ,9 1 0 ,9 8 25 3 1 ,0 3 ° 1 6 ,8 3 2 2 ,8 8 17,31 3 2 ,2 6 16,55 6 ,4 0 ° 4 ,5 0 73,06 16.6 16.5 SEÇÃO B-B ESCALA 1 : 1 16.2 16.3 16.4 16.13 3 1, 39 6 2,91 3 1 ,5 3 6 0 ,3 0 16.4 16.3 16.2 16,85 76,42 19 1 2 9 ,8 4 37,493,08 1 3 0 ,0 7 654321 87654321 D F E C B A D A B C E F 1009080706050403020100 mm 1 Chapa interna Zona Primária / Secundária 16.5 AISI 310 #0,4x58,26x157,66 1 Chapa externa Zona Secundária 16.3 AISI 310 #0,4x27,53x373,96 1 Chapa externa Zona Primária 16.2 AISI 310 #0,4x33,51x368,99 QTD. DENOMINAÇÃO ITEM MATERIAL DIMENSÕES OBS. CHAPA EXTERNA ZONA PRIMÁRIA: DESENVOLVIDA 16.2 368,99 10,01 3 3 ,5 1 1,88 1 6 ,5 2,61 8,8 5 ,6 6 8 ,0 2 1 7 ,2 0 36x 2 8,19 9° 9,110,92 10,01 6,73 5 ,1 7 CHAPA INTERNA ZONA PRIMÁRIA/SECUNDÁRIA: DESENVOLVIDA 16.5 5 8 ,2 6 3,73 157,66 156,621,04 8 ,5 0 3,87 4 1 ,2 5 6 ,3 6 2 9 ,9 2 13,6816,30 1 8 ,7 5 12,95 7,680,14 06 Massa: Folha: Desenhista: Unidade: Milímetro Título: de Desenho executado com Propriedade do CEFET-MG Orientador Escala: Desenhista: 2011 EDUARDO SCHIRM THALIS PACCELI DA SILVA E SOUZA THALIS PACCELI DA SILVA E SOUZA Projetista: usando primeiro diedro Data: 15/11/2011 1:1 CHAPAS DESENVOLVIAS FL 1/2 CÂMARA DE COMBUSTÃO DE MINAS GERAIS Projeção de vistas: CENTRO FEDERAL DE EDUCAÇÃO TECNOLÓGICA 08 CHAPA EXTERNA ZONA SECUNDÁRIA: DESENVOLVIDA 16.3 41,87 373,96 20,21 9,18 2 7 ,5 3 9,32 28,090,93 9,182 ,5 3 2 5 9x 6 6 ,6 9
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