TSFC (Kg/N.Hora)

Estatojato 0,17 a 0,26 (M=2)

Turbojato 0,075 a 0,11 (M=0)

Turbofan 0,03 a 0,05 (M=0)

Equação do Empuxo

Turbofan

Onde:

OBS:

Desempenho de Motores Eficiência Propulsiva: Razão entre potência gerada e energia cinética produzida

Eficiência Térmica: Razão entre energia de combustível e energia cinética produzida

Eficiência da Hélice: Turbohélice, razão entre potência de eixo e potência disponível pela hélice

Eficiência Global:

Empuxo na Decolagem - Condições:

Empuxo Específico: Alcance:

Consumo Específico

Conversão Pressão de Estagnação e Estática

Estato-Jato (Ramjet)

Em (1) Compressão Supersônica; Em (2) Compressão Subsonica

Difusor: (Isoentrópico)

Bocal: (Isoentrópico);

M6=M O Mach na saída é igual ao do escoamento, porém as velocidades

são diferentes já que há grande diferença de temperatura Câmara de Combustão:

Para fluido caloricamente perfeito, Temos:

Empuxo:

Estatojato Real:

rd=eficiência do difusor; rc=eficiência da câmara; rn=eficiência do bocal

Turbojato

Eficiências Adiabáticas

Valores típicos: 0,7<ηD<0,9; 0,85<ηC<0,9; 0,9<ηT<0,95; 0,95<ηN<0,98

Condições na entrada do compressor

Saída do Compressor

Pressão na Entrada da Turbina

Temperatura na saída da turbina Balanço de Energia:

Condição na Entrada do Bocal Sem Pós Queimador:

Turbofan

Overall Efficiency of Turbofan

Turbohélice

ηPR=Eficiência da Hélice; ηG=Eficiência da Transmissão; ηPT=Eficiência da Turbina de Potência PSHAFT=Potência Extraída do Escoamento

Relação de Similaridade

EXERCÍCIO RESOLVIDO – TURBOJATO IDEAL M=0.75; Ta= 217K; Pa=19KPa; PPR=16:1; T04=1000K; QR=45MJ/Kg; CP=1004 J/Kg.K Calcular: a) Empuxo Específico (ζ/m

.a); b) Consumo Específico (m

.a /ζ)

c) Eficiência Térmica (ηTH); d) Eficiência Térmica (ηP)

a) Empuxo Específico (ζ/m.a)

Difusor:

Compressor:

Câmara de Combustão:

Turbina:

Bocal:

b) Consumo Específico (m.a /ζ)

c) Eficiência Térmica (ηTH)

d) Eficiência Térmica (ηP)

Comparação de Tipos de Motores

The limiting factor in jet engine design is not the compressor, but the temperature at the turbine. It is fairly easy to build an engine that can provide enough compressed air that when burnt will melt the turbine. Since compression ratio is strongly related to fuel economy, this eightfold increase in compression ratio results in an increase in fuel economy for any given amount of power, which is the

reason there is strong pressure in the airline industry to use only the latest designs. Overall pressure ratio: ratio of the stagnation pressure as measured at the front and rear of the compressor of a gas turbine engine. Advantages of high overall pressure ratios Energetic efficiency, Improvements in the engine's specific fuel consumption. Disadvantages of high overall pressure ratios One of the primary limiting factors on pressure ratio in modern designs is that the air heats up as it is compressed. As the air travels through the compressor stages it can reach temperatures that pose a material failure risk for the compressor blades. Heavier engine, which in turn costs fuel to carry around. Stagnation pressure: Sum of dynamic and static pressure at stagnation point

Effi

cie

ncy

Speed