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CAPÍTULO 08 - TURBINAS A GAS (JATO)
0. SUMÁRIO a. Introdução
Generalidades
b. Tipos de Turbinas Quanto ao Fluxo do Ar (Centrífugo/Axial/Misto)
Quanto à Produção da Tração (Turbo Jato/Turbo
Hélice/Turbofan/Turbo Eixo)
c. Turbo Jato/Turbo Hélice/TurboFan/Turbo Eixo Características
d. Comparação de Performances
e. Parâmetros e Instrumentos da Turbina Razão de Pressão do Motor (EPR)
Temperatura dos Gases de Exaustão (EGT)
TIT/TOT/TGT
Torque (Turbo Hélice/Turbo Eixo)
N1
N2
f. Considerações Operacionais Limites de Temperatura do Motor
Variações de Tração
Ingestão de Objetos
Partida Quente
Stall de Compressor
Apagamento do Motor
g. Alguns Conhecimentos Complementares Desenvolvimento do Empuxo/Reversão de Empuxo
Fatores que Afetam o Empuxo/Níveis de Empuxo
Rendimento/ Operação do Motor de Turbina a Gás
Controle de combustível/Sistemas de Ignição
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INTRODUÇÃO
A turbina a gás produz tração pela elevação da energia cinética do fluxo de ar
que é admitido.
O motor é constituído de uma entrada de ar, compressor, câmaras de
combustão, turbina e escapamento (exaustão), conforme pode ser visto na
figura 1.
Estes motores apresentam como principais vantagens relativamente aos
motores alternativos, menor vibração, melhor performance do conjunto motor-
avião, confiabilidade e fácil operação.
Nota: Neste capítulo a abordagem do assunto será em caráter introdutório, uma
vez que o tema será estudado em profundidade e especificidade na disciplina de
Motores Aeronáuticos, onde o motor a reação da General Electric modelo
CFM-56, instalado em aeronaves comercias, será estudado.
2. TIPOS DE TURBINA A GÁS
Os motores a reação são classificados segundo o tipo de compressores que
usam, que recaem em três categorias básicas que são, fluxo centrífugo, fluxo
axial e fluxo misto (axial – centrifugo).
Em uma turbina de fluxo centrifugo, a compressão do ar de entrada é feita
mediante a aceleração do ar externo perpendicularmente ao eixo longitudinal
do motor.
O motor de fluxo axial comprime o ar através de uma série de aerófilos
estacionários e rotativos movendo o ar paralelamente ao eixo longitudinal do
motor.
O motor mixto, centrifugo-axial usa os dois tipos de compressão.
O caminho que o ar faz no interior do motor e a forma que a energia, tração é
produzida determinam o tipo da turbina, sendo estas, em geral, turbo jatos,
turbo hélice, turbofan ou turbo-eixo.
. Turbo Jato (jato puro) – Esta turbina é composta de quatro secções –
compressor, câmara de combustão, turbina e exaustor.
O compressor passa para a câmara de combustão ar de entrada com alta razão
de velocidade. A câmara de combustão possui os injetores e os ignitores para a
combustão. O ar queimado e altamente expandido movimenta a turbina que
está conectada por um eixo concêntrico ao compressor, sustentando a operação
do motor. Os gases acelerados da exaustão do motor produzem a tração (thrust)
ou propulsão.
Estas turbinas têm uso limitado do ponto de vista alcance e durabilidade e são
de resposta lenta aos comandos feitos nos manetes, quando em baixas
velocidades do compressor.
. Turbo Hélice - É uma turbina que movimenta uma hélice através de uma
caixa de redução. Os gases de exaustão acionam uma turbina de potência que
comanda um eixo que movimenta a caixa de redução.
Nestes motores a caixa de redução é indispensável porque a hélice apresenta
seu melhor rendimento sob rotações muito menores do que as tipicamente
geradas pela turbina. As turbinas deste tipo atendem um compromisso
funcional e de performance, intermediário entre a um motor alternativo e o
turbo jato.
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Os motores turbo-hélices são mais eficientes em velocidades entre 250 e 400
kts e altitudes entre 18.000 e 30.000 pés, sendo muito econômicos em baixas
velocidades, como decolagens, subidas, descidas e pouso. O consumo
específico mínimo, normalmente é apresentado na altitude aproximada de
25.000 pés.
. Turbofan - Esta turbina foi desenvolvida para combinar as melhores
características de um turbo jato e de um turbo hélice.
Os motores turbofan foram projetados para gerar tração adicional a partir de
um fluxo de ar secundário que passa no contorno das câmaras de combustão.
No turbofan o ar lateral, externo à combustão (bypass) gera tração muito maior,
refrigera o motor e reduz o nível de ruído geral do motor, em especial no
escapamento. Este motor prove a velocidade de cruzeiro turbo jato com um
consumo baixo, um pouco superior do que o do turbo hélice.
O ar admitido e separado para constituir os fluxos, um passa pelo interior do
motor e o segundo contorna o motor. Este fluxo de ar de contorno é que dá
origem ao termo “bypass engine”.
A razão de “bypass” de um turbofan se refere à razão entre o volume do ar que
constitui o fluxo de contorno e o volume do fluxo de ar que passa pelo interior
do motor.
. Turbo eixo – é a turbina que libera sua potência para um eixo que aciona
qualquer mecanismo que não seja uma hélice.
A grande diferença de um motor turbo eixo para um motor turbo jato está no
fato que o turbo jato produz tração enquanto que um turbo eixo produz
potência, aciona uma turbina. Estas turbinas são usadas para equipar
helicópteros e como unidades auxiliares de potência (APU).
3. COMPARAÇÃO DE PERFORMANCES
É possível fazer a comparação entre a performance de um motor alternativo e
diferentes turbinas a gás, todavia para a comparação ser correta, devemos usar
THP (HP de tração) do motor alternativo e não sua potência de freio (BHP)
(brake horse power) e, a tração líquida deve ser usada para a turbina, bem
como o projeto dos aviões equipados com os dois tipos de motores , devem ser
semelhantes.
A figura 2 mostra como quatro tipos de motores se comportam em termos de
tração líquida na medida em que a velocidade é aumentada. Visto que as curvas
de performance são genéricas, não são para um determinado tipo de motor, as
ordenadas e abscissas não foram quantificadas tanto para as velocidades,
tração líquida ou arrasto.
Note-se que para velocidades à esquerda da linha “A”, o motor alternativo
apresenta melhor performance do que os outros três. O motor turbofan
apresenta melhor performance do que o motor alternativo para velocidades
localizadas a direita do ponto “B”.
Os pontos nos quais o arrasto do avião cruza com a curva de tração líquida
definem a velocidade máxima do avião. Fica visível que o avião equipado com
o motor turbo jato é aquele que pode atingir a maior velocidade, visto que esta
característica é indicada pela intercessão das curvas de tração liquida com a
curva de arrasto.
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4. INSTRUMENTOS E PARÂMENTROS DA TURBINA
O funcionamento de uma turbina pode ser monitorado pela verificação de
certos parâmetros como: pressão de óleo, temperatura de óleo, velocidade do
motor, temperatura dos gases de exaustão e fluxo de combustível, instrumentos
estes comuns aos motores alternativos, mas existem outros parâmetros a serem
medidos e indicados como:
Razão de pressão do motor, pressão de descarga do motor e torque, podendo
ainda ter indicadores de temperatura do módulo da turbina.
. Razão de pressão do motor (EPR) – um manômetro é usado para esta
indicação. EPR é a razão de descarga da pressão de descarga da turbina pra a
pressão do ar de entrada.
Os sensores de pressão estão instalados junto à entrada do ar e à exaustão. Os
sinais são enviados para transdutores diferenciais de pressão de onde a pressão
diferencial medida é levada para um indicador de EPR localizado no painel de
instrumentos, indicadores de parâmetros dos motores.
O projeto do sistema de indicação de EPR já provê compensações de efeitos de
velocidade e altitude, todavia mudanças na temperatura necessitam ser
consideradas para se fazer setagem correta de potência.
. Temperatura dos gases de exaustão (EGT) – um fator funcional limitante
na operação de uma turbina é a temperatura máxima que pode ocorrer na seção
da turbina.
Este parâmetro é vigiado seriamente através de indicador próprio de EGT, visto
que ele indica o estado de vida da turbina, e é o principal parâmetro que define
serviços de manutenção do motor.
Dependendo da localização dos sensores de temperatura, os indicadores
recebem diferentes designações como:
TIT – turbine inlet temperature,
TOT – turbine outlet temperature
TGT – turbine gas temperature.
. Torquemeter – este parâmetro é medido e indicado nas turbinas tipo
turbohélice e turbo eixo. Torque é uma força de torção aplicada a um eixo. O
torquímetro mede a potência aplicada ao eixo, sendo sua escala em percentual
de pés por libra ou libras por polegada.
. Indicador de N1 – representa a velocidade de rotação do compensador de
baixa pressão e é apresentada como percentual da rotação de projeto (%RPM).
Após a partida a velocidade N1 é definida pela turbina de N1 através de seu eixo
concêntrico.
. Indicador de N2 – representa a velocidade de rotação do compressor de alta
pressão e é apresentada como percentual da rotação de projeto (%RPM). Este
compressor é acionado pela turbina de N2 através de seu eixo concêntrico, veja-
se a figura 3.
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5. CONSIDERAÇÕES OPERACIONAIS
Pela variedade construtiva das turbinas, é impraticável cobrir procedimentos
operacionais específicos, todavia existem algumas considerações que são
comuns para qualquer turbina, como: limites de temperatura , danos por objetos
sugados, partida quente , stall de compressor e apagamento.
. Limites de temperatura do motor – a temperatura mais elevada em um
motor a reação ocorre na entrada da secção das turbinas, por este motivo este é
um parâmetro limitante do funcionamento do motor.
. Variações de tração – a tração varia diretamente com a densidade do ar.
Estes motores diferentemente do motor alternativo, não sofre perda significante
de tração em decorrência da alta umidade relativa do ar.
. Admissão de objetos (FOD – forign object damage) – estes motores são
bastante suscetíveis à ingestão de corpos estranhos e estes causam sérios danos,
principalmente nos compressores e turbinas. Preventivamente alguns motores
dispõem de um sistema de vórtice instalados na entrada de ar para impedir a
sua sucção.
. Partida quente – partida quente é quando a EGT ultrapassa seu limite, é
causada pela injeção excessiva de combustível ou por baixa rotação da turbina.
Uma partida falsa também pode ocorrer caso a velocidade de partida foi muito
baixa ou a alimentação de combustível falhou. O motor não atinge a
velocidade de marcha lenta e apaga.
. Stall de compressor – ocorre quando o ângulo de ataque das aletas do
compressor for maior do que o ângulo de ataque crítico, condição em que deixa
de haver fluxo laminar de ar no compressor e a turbulência se faz presente pela
flutuação da pressão. Veja a figura 4.
O stall do compressor causa a parada de entrada de ar para o compressor até a
estagnação, algumas vezes revertendo o fluxo.
Um stall de compressor é caracterizado pelo ruído como se fosse um “tiro” e
pode ter conseqüências severas, como vibrações do motor e danos maiores. O
stall é acompanhado de oscilações nas indicações de RPM e na temperatura
EGT.
A maioria dos motores dispõem de um sistema que inibe a ocorrência de stall,
este sistema VIGV – (variable inlet guide vane) e VSV – (variable stator
vanes), têm a função de jogar o ar admitido no motor de forma a iniciar com
as aletas do motor em ângulo apropriado.
A melhor forma de evitar a ocorrência de stall de compressor é operar o avião
segundo os parâmetros estabelecidos pelo fabricante.
. Apagamento do motor – é uma condição na operação de uma turbina a gás
em que o fogo no motor se extingue espontaneamente. A chama pode apagar se
a mistura combustível-ar ficar muito rica, o que constitui um “rich flameout”.
Esta condição pode ocorrer quando de uma aceleração acentuada e rápida em
que o volume de combustível é grande o suficiente para baixar a temperatura
na câmara de combustão, de forma que esta temperatura é insuficiente para
queimar a mistura, ou ainda, se a velocidade é tão baixa que o volume de ar
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comprimido é insuficiente para manter a chama, ou outros motivos como falhas
dos sistemas de injeção ou elétrico.
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6. ALGUNS CONHECIMENTOS COMPLEMENTARES
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6.1. Desenvolvimento da tração (EMPUXO)
Deixando de lado as minúcias, aqui desnecessárias, interessando-nos apenas no
entendimento geral, pode-se dizer que aceleramos uma massa de ar em direção
à parte traseira do motor, daí resultando uma reação, em direção oposta,
denominada empuxo.
A massa de um corpo é constituída pelo número de moléculas que existem nele.
Naturalmente não podemos contar o número de moléculas que passam pelo
motor, tão pouco, podemos interromper o fluxo de ar que flui através dele para
pesá-lo, mas é certo que o peso lá está.
Newton definiu as três Leis do Movimento conhecidas como Lei da Inércia
(um corpo em repouso permanece em repouso e um corpo em movimento
continua a mover-se em velocidade constante, isto é, em movimento retilíneo
uniforme), Lei da Aceleração (a aceleração adquirida por um corpo é
diretamente proporcional à força F e inversamente proporcional à massa M
deste corpo a = F/M, de onde tiramos F = M . a) e Lei da Ação e Reação (para
cada ação existe sempre uma reação igual de sentido oposto).
Sabe-se que a massa é uma função do peso e da aceleração da gravidade e que a
aceleração é uma medida da variação da velocidade na unidade de tempo, isto
é: M= W/g, a = ∆V/∆t de onde V = a.t e F = W/g . ∆V (fórmula 1), sendo
F = força, W = peso, g = aceleração da gravidade e ∆V = variação de
velocidade por unidade de tempo.
Tendo a fórmula 1 como referência, para que um corpo em repouso seja
colocado em movimento, é necessário aplicar uma força, esta deve ter a
capacidade de acelerar o corpo para que entre em movimento, saia do repouso.
Dando continuidade ao desenvolvimento de nosso raciocínio relativo à fórmula
F = W/g . a, ao multiplicarmos os dois lados da equação pelo tempo (t) e
substituindo-se a.t por V, teremos: F . t = W/g . V onde F . t = I (Impulso ou
Impulsão) e W/g . V = MV (Quantidade de Movimento).
Das relações anteriores conclui-se que: F.t = MV.
Para o campo dos motores a jato, já que estamos tratando de variação de
velocidade de fluxo de ar, mistura ou gases, devemos ter:
F = M (Vj – Va) ou seja F = W/g (Vj – Va),
Sendo Vj a velocidade do ar no tubo de descarga do motor e Va a velocidade
inicial do ar admitido, logo a diferença das duas velocidades representa a
velocidade do ar adquirida no interior do motor. Veja as figuras 6.1.1 e 6.1.2
que no dão uma idéia de como definir o peso da massa de ar.
FIGURA 6.1.1 – MUDANÇA DE VELOCIDADE ATRAVÉS DO MOTOR
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FIGURA 6.1.2 – ÁREA DE ENTRADA E CÁLCULO DO PESO DO FLUXO
DE AR
Note-se que até aqui estamos considerando apenas a força decorrente da
velocidade da massa de ar no interior do motor, quando na verdade outros
parâmetros se fazem presentes, como, por exemplo, a massa do combustível
que, diga-se de passagem, é significativa, bem como também importante a
variação da pressão ocorrida na entrada de ar, pois existe uma sucção à frente
da entrada do motor e igualmente, em sentido contrário na parte traseira do
motor onde ocorre a descarga dos gases queimados.
A figura 6.1.3 nos permite uma idéia relativa à distribuição do fluxo de ar em
um motor de turbina a gás turbofan com fan dianteiro e traseiro onde, no
segundo conceito apresentado, temos o fluxo de ar do fan reconduzido para
constituir uma descarga única.
FIGURA 6.1.3 – FLUXOS DE DESCARGA MISTURADOS E SEPARADOS
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A figura 6.1.4 mostra três configurações básicas dos motores de turbinas a gás,
em especial a seção geradora de gás.
FIGURA 6.1.4 – CONFIGURAÇÃO BÁSICA DE MOTORES DE TURBINA
A GÁS
Portanto a equação mais adequada para representar o empuxo desenvolvido por
um motor a reação será:
F (empuxo) = Wa/g . (Vj – Va) + Wf/g . Vj + Aj . (Psj – Pam)
Onde: Wa = Peso do ar; Wf = peso do combustível; Psj = Diferença da pressão
estática da descarga; Pam = pressão ambiente; Aj = Área da descarga.
Na parcela referente à contribuição do combustível não existe a multiplicação
pela diferença das velocidades (final e inicial) porque a velocidade inicial é
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zero, visto que o combustível está acompanhando o avião, está nos seus
tanques.
A parcela adicional da força, empuxo, que considera a diferença das pressões, é
decorrente do fato de que motores de alta performance, quando operam em
velocidade elevada, a taxa de compressão total é muito grande, condição em
que a pressão do duto de descarga pode não ser totalmente utilizada para a
finalidade de acelerar os gases através da descarga e, por conseqüência, resultar
numa pressão estática na descarga maior do que a pressão do ar ambiente.
6.2. Fatores que afetam o Empuxo
A massa fluída usada para produzir empuxo consiste basicamente em duas
substâncias, ar e combustível, onde o ar, uma substância que tem massa e peso,
compressível, é constituída, basicamente por 21% de oxigênio, 79% de
nitrogênio e 1% de outros gases, sendo que o nitrogênio é quimicamente inerte
em relação à operação da turbina a gás.
Assim, face a compressibilidade do ar, alguns fatores como altitude,
temperatura e umidade elevados, combinados com baixa pressão barométrica,
conduzem a baixo fluxo-massa e, consequentemente, baixo empuxo.
Por outro lado, altitude, temperatura e umidade baixas, combinadas com alta
pressão barométrica, conduzem a alto fluxo-massa e, consequentemente, alto
empuxo.
Pelos motivos expostos, de variação do meio ambiente, os motores são
especificados, dimensionados e calibrados para condições denominadas
“CONDIÇÕES PADRÃO AO NÍVEL DO MAR”, definidas como 59 ºF e
29,92” Hg ou 15 ºC e 1013,2 milibares, com umidade zero, sendo esta, na
prática do dia a dia, desprezada.
À frente de motor há uma tomada de ar, divergente em área, à medida que o ar
entra no duto, ocupa o espaço disponível. Quando isso ocorre, tem-se uma
queda de velocidade e, em conseqüência, um aumento de pressão, conforme
previsto por Bernoulli.
Ao se converter a velocidade relativa do ar em pressão, as moléculas de ar
desenvolvem sua força de impacto. A área restrita da entrada do motor
determina um acúmulo de moléculas, provocando um aumento de densidade do
ar. Quando a densidade aumenta, obtém-se um correspondente aumento de
empuxo.
A curva “A” da figura 6.2.1 representa a tendência do empuxo em função do
aumento da velocidade de vôo.
A curva “B” representa o empuxo gerado pelo efeito do impacto, ou aumento
da Wa enquanto que a curva “C” é a resultante de “A” e “B”. Assim o efeito de
impacto trabalha no sentido de compensar a perda pela redução da velocidade.
FIGURA 6.2.1 – EFEITO DA PRESSÃO DE IMPACTO SOBRE A TRAÇÃO
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6.3. Rendimento
O rendimento do motor é definido em termos de energia absorvida e energia
obtida do motor:
energia obtida___ = rendimento (η)
energia absorvida
Num motor de turbina a gás, a jato, estamos mais interessados no valor de
empuxo desenvolvido do que na quantidade de trabalho realizado, que é dada
pelo produto da força pela distância, pouco importando se ele efetuou algum
deslocamento.
Assim, a eficiência fica reduzida à quantidade de empuxo gerado comparado
com a quantidade de energia usada que, neste caso, é o consumo de
combustível.
A simplificação exposta é permitida na medida em que um motor a reação
quando colocado num banco de provas não se desloca, assim sendo, não produz
trabalho, pois este é o resultado da força gerada pela distância deslocada que
neste exemplo é nulo.
Este fato nos conduz à uma das principais medidas de rendimento do motor a
jato:
A quantidade de combustível consumida por hora dividida pelo empuxo
desenvolvido, constituindo a grandeza conhecida como “consumo específico
do motor”, em inglês, Thrust Specific Fuel Consumption-TSFC.
Outras relações compõem o consumo específico do motor a jato, sendo as
principais, o rendimento térmico do ciclo e o rendimento propulsivo.
O rendimento propulsivo é a quantidade de empuxo desenvolvida pelo duto
de descarga com a energia que lhe é fornecida em forma utilizável. O duto de
descarga faz o máximo que pode para transformar a energia recebida em
empuxo, mas não consegue ser 100% eficiente.
Em escala maior, o motor desenvolve o rendimento térmico do ciclo, sendo
este, a quantidade de energia contida no combustível tomada como utilizável
comparada com aquela efetivamente transformada em útil. Ela envolve o
rendimento do compressor, da combustão, da turbina, etc. e é, com efeito, uma
medida do rendimento dos componentes do motor; em suas tarefas de
transformar a energia do combustível de tal forma que o duto de descarga possa
transformá-la em empuxo.
Pelo exposto, conclui-se que o rendimento global (total, do motor será dado
pelo produto dos rendimentos parciais, ou seja:
ηg = ηp x ηth
Se tivermos o estágio compressor com 89% de eficiência, a câmara de
combustão com 99% e a turbina com 95%, teremos como rendimento global
84%.
A figura 6.3.1 nos dá uma idéia das características de rendimento parciais e
globais de diversos tipos de motores.
Conclusão:
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É desejável de um motor a reação que produza alto empuxo com alta eficiência
propulsora, que tenha baixo peso, tenha longa vida útil, seja digno da maior
confiança, tenha pequena área frontal e que seja de baixo custo de construção e
de manutenção.
Desenvolver um motor contemplando tais características é um verdadeiro
desafio, mas atingível.
FIGURA 6.3.1 – GRÁFICOS COMPARATIVOS DO RENDIMENTO DE
DIVERSOS TIPOS DE MOTORES
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6.4. Operação do motor de turbina a gás
6.4.1. Introdução:
Como de resto, a operação destes motores é abordada, em detalhes, nos
manuais do fabricante do avião ou ainda do próprio motor, bem como na
disciplina de Motores Aeronáuticos ministrada no nosso Curso de Ciências
Aeronáuticas, aqui cuidaremos apenas de algumas definições operacionais
básicas e típicas sem especificidade do motor.
6.4.2. Operação no solo:
Normalmente os motores com turbinas a gás não requerem experiências ou
verificações operacionais de pré-vôo (run-up), contudo pode vir a ser
necessário face a alguma verificação, neste caso, algumas verificações
(checks), particulares à cada tipo de avião são executadas antes da virada do
motor:
- observar que as tampas de entrada e saída do ar estão removidas;
- verificar as condições gerais do motor e de sua estrutura de montantes
(Pylon);
- verificar o duto de entrada de ar quanto à presença de corpos estranhos;
- verificar, visualmente, as palhetas do Fan, IGV’S e palhetas visíveis do
compressor quanto à rachaduras, mossas, formato;
- verificar, manualmente, a liberdade de rotação do Fan e/ou compressor;
- verificar, visualmente, as palhetas da turbina traseira quanto a defeitos;
- assegurar-se que não haja água no combustível, pois este além de servir à
combustão também atua como lubrificante das partes móveis do sistema de
combustível e, em alguns motores, é usado como fluido de pressão-servo e de
referência para o MEC (FCU), bem como, fonte de pressão hidráulica para a
atuação dos mecanismos dos estatores variáveis e das válvulas de sangria do
sistema anti-estoll.
6.4.3. Áreas de perigo do motor:
Com o desenvolvimento de motores com elevados níveis de empuxo, torna-se
cada vez mais importante alertar a respeito dos perigos existentes em áreas de
sucção à frente do motor e igualmente nas áreas de descarga dos gases, em
especial quando operando no solo.
As áreas de perigo são próprias para cada tipo de instalação, significando que
um mesmo motor quando instalado em diferentes aviões poderá apresentar
diferentes áreas de perigo.
As figuras 6.4.3.1A e B nos dão uma idéia típica destas áreas de perigo.
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FIGURA 6.4.3.1A – ÁREAS DE PERIGO DE UM MOTOR CF6-6D, NÃO
INSTALADO
FIGURA 6.4.3.1B – ÁREAS DE PERIGO DE UM MOTOR CF6 – 6D, NÃO
INSTALADO
6.4.4. Partida do motor no solo:
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Normalmente para efetuar a partida o rotor de alta pressão de um motor de
compressor duplo será acionado por uma unidade de partida de acionamento
elétrico ou pneumático (starter) que faz parte de um sistema de partida.
A figura 6.4.4.1 mostra um circuito esquemático típico de um sistema de
partida pneumático que é a mais usada devido à alta rotação de marcha lenta
dos motores de turbina a gás, 3000 a 5000 rpm.
O acionamento do eixo compressor/ turbina é feito por meio de um sistema
multiplicador de rotação, quando o rotor é duplex ou tríplex o motor de partida
aciona o compressor de alta (N2) por ser mais leve.
FIGURA 6.4.4.1 – DIAGRAMA ESQUEMÁTICO DE UM SISTEMA
PNEUMÁTICO DE PARTIDA
A unidade de partida deve ter torque suficiente para que durante o ciclo de
partida o rotor possa ser acelerado até a rotação de idle, em um período de
tempo especificado pelo fabricante que é da ordem de 12 segundos,
dependendo do motor. Veja a figura 6.4.4.2A,
Uma partida será normal ou satisfatória quando, logo no início já for
observada uma elevação da pressão de óleo do motor, elevação na EGT dentro
de valores especificados pelo fabricante, a N2 deverá atingir a velocidade de
marcha lenta (idle) e se estabilizar em tempo pré-estabelecido, em média até 12
segundos. Veja a figura 6.4.4.2B.
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FIGURA 6.4.4.2A – CICLO TÍPICO DE PARTIDA DE UM MOTOR
TURBO-JATO
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FIGURA 6.4.4.2B – CICLO DE PARTIDA DO MOTOR DE TURBINA A
GÁS
A partida pode ser insatisfatória sendo que neste caso ela pode se apresentar
sob vários tipos:
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Partida abortada, ausência de partida – o motor não entra em IDLE no
tempo especificado, os parâmetros não indicam a condição de partida.
Em geral esta condição de apresenta por falha no sistema de ignição.
Partida falsa ou enforcada (False ok Hung Start) – a RPM não atinge
IDLE e a EGT pode exceder o máximo permitido. Neste caso a partida
deve ser interrompida imediatamente para evitar sua transformação em
partida quente (Hot Start).
Partida estagnada em marcha-lenta (IDLE HUNG) – tem todas as
características de uma partida normal, dela diferenciando apenas no fato
de que a RPM do motor fica estagnada em marcha-lenta, ou num valor
ligeiramente inferior, sem aceitar comando de aumento de RPM pelo
acelerador. Esta é uma condição de ocorrência típica em aeroportos de
grande altitude.
Partida quente (Hot Start) – considerada como uma das maiores
inimigas do motor é um tipo igual de partida na qual a EGT excede o
valor máximo permitido. Esta partida se caracteriza por ocorrerem fluxo
de combustível anormalmente elevado e EGT subindo muito
rapidamente. Na sua ocorrência a partida deve ser imediatamente
interrompida pelo corte de motor. Para qualquer dos casos o motor deve
ser cortado e todo o procedimento de partida deve ser reinicializado
após o necessário de drenagem, de resfriamento e da determinação e
correção da origem da causa da partida insatisfatória. A ventilação do
motor consiste em girar o motor através do uso do starter com a ignição
e o combustível cortados visando eliminar o combustível de seus
vapores existentes no interior do motor e promover ser resfriamento.
Sempre que ocorrer uma partida insatisfatória no solo.
Nota: o corte (parada) de um motor a reação deve ser feito após já estar
trabalhando em RPM de marcha lenta por um tempo suficiente, definido
pelo fabricante, para que suas partes giratórias e fixas, atinjam uma
temperatura segura de funcionamento de forma a evitar trancamentos e
outros danos decorrentes das variações dimensionais em função do
efeito térmico sobre as pares do motor.
6.5. Definição dos níveis de tração (empuxo) do motor
Os níveis de empuxo do motor são obtidos pelo ajuste do acelerador nas
posições em que o FCU (MEC) manterá o EPR ou % N1 e a TIT de acordo
com suas programações pré-determinadas.
Motores a reação, quando instalados em aviões comerciais, tem no tempo entre
revisões e na confiabilidade características relevantes, razão pela qual, quando
instalados nestes aviões os níveis de empuxo são mais conservativos e
regulamentados pelas autoridades aeronáuticas.
Tração de decolagem (Takeoff Thrust) – é a tração máxima que um
motor pode desenvolver sob condições específicas de decolagem ao
nível do mar por um tempo limitado da ordem de 5 minutos;
Tração máxima ou normal de subida (Maximum Or Normal Climb-
Thrust) – é a tração máxima aprovada para subida normal, podendo, em
alguns casos, ser a mesma que a tração máxima contínua;
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Tração máxima contínua (Maximum Continuous Thrust) – é a tração
máxima que o motor pode desenvolver continuamente, sem limite de
tempo, sob condições específicas;
Tração máxima de cruzeiro (Maximun Cruise Thrust) – é a tração
máxima aprovada para vôo de cruzeiro.
Marcha-lenta (IDLE) – não é considerada como um nível de tração e
sim como uma posição do acelerador. Com o acelerador em IDLE o
motor desenvolverá o nível mínimo de tração para operação no solo ou
em vôo. Alguns motores possuem um IDLE de solo (Ground IDLE) e
outro para voo (Flight IDLE).
NOTA: Para ajuste dos níveis de tração são utilizados vários parâmetros tais
como % de RPM do FAN (NI); % de RPM do compressor de alta pressão (N2),
pressão de descarga da turbina (TDP-Turbine Discharge Pressure) e razão de
pressão do motor (EPR-Engine Pressure Ratio). A figura 6.5.1 nos dá uma idéia
de onde são feitas as respectivas tomadas.
Dependendo do fabricante do motor e o conceito de geração de empuxo por ele
adotado, em especial motores de alto bypass, onde a grande parte da tração é
gerada pelo FAN, em vez de usar a EPR como parâmetro determinante é
adotada a rotação do FAN (N1) como parâmetro básico para ajuste de tração.
FIGURA 6.5.1 – PARÂMETROS PARA AJUSTES DE TRAÇÃO
6.6. Reversão de empuxo
Um reversor de empuxo aceitável não deve afetar a operação do motor, quer a
reversão esteja sendo ou não aplicada, deve ser robusto e capaz de suportar
elevadas temperaturas, deve ser leve, de confiança e seguro contra falha total.
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Quando não em uso, não deve aumentar apreciavelmente a área frontal do
motor e acomodar-se aerodinamicamente na nacele, deve ser capaz de produzir
pelo menos 50% do empuxo total que o motor é capaz de desenvolver.
Nos motores turbofan, em especial os de alto bypass, é imperioso que exista
também um reversor de empuxo para o fan, trabalhando sincronizado com o
reversor da descarga. A figura 6.6.1. nos mostra a orientação do fluxo com e
sem a ação do reversor.
FIGURA 6.6.1 – REVERSOR DE EMPUXO – MOTOR TURBOFAN
6.7. Controle de combustível
O desenvolvimento de novos motores de turbinas a gás, contemplando a
multiplicidades de novos requisitos, tem tornado bastante complexas as funções
de um sistema de combustível, de modo que seu projeto passa a ser uma das
maiores tarefas a ser realizada nos modernos grupos propulsores.
Nos motores de altas taxas de compressão, os problemas de estol do
compressor e do “surge” de funcionamento têm se tornado muito críticos. Daí a
necessidade do perfeito controle do fluxo de combustível, bem como do fluxo
de ar, para que o motor não possa operar nas áreas de estol ou de surge, como
mostrada nas figuras 6.7.1 e 6.7.2.
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FIGURA 6.7.1 – ÁREA DE ESTOL TAXA DE COMPRESSÃO VARIÁVEL
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FIGURA 6.7.2 – CONTROLE DE FLUXO DE AR EM COMPRESSORES
DE ALTO DESEMPENHO
Nos motores de turbinas a gás, o combustível disponibilizado para o motor não
é somente uma função da massa do fluxo de ar como acontece no motor
térmico alternativo.
No motor alternativo, quando a manete é avançada ou retardada, o fluxo de ar
admitido é correspondentemente aumentado ou reduzido, onde o carburador se
destina a medir o valor correto do combustível em proporção ao peso, massa,
do ar admitido.
No caso do motor de turbina a gás, a massa de ar é tão grande que um
mecanismo apropriado para medir esse fluxo e dosar o combustível de acordo
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com o exigido, teria proporções muito grandes, além do peso considerável e da
complexidade de construção.
Por esta razão, e pelos problemas do próprio princípio de funcionamento do
motor, onde várias outras condições na operação estão em andamento, por isto
se torna mais conveniente, sob todos os aspectos, controlar o fluxo de
combustível.
Isto torna o sistema de alimentação de um motor a jato bem diferente daquele
aplicável a um motor alternativo, assim, o carburador foi eliminado e
substituído por um novo agrupamento de controles e dispositivos mecânicos,
sendo que, destes, o fundamental é o controle de combustível, FCU-Fuel
Control Unit ou MEC-Main Engine Control, nomenclaturas de diferentes
fabricantes.
O controle de combustível tem por finalidade proporcionar ao motor o fluxo de
combustível necessário para produzir o empuxo determinado pela posição da
manete do acelerador, potência, e pelas condições particulares de operação do
motor.
Para estes motores o operador não exerce controle direto, ele age através do
sistema intermediário de controle de combustível visto que a manete de
empuxo ou potência não é um acelerador com as mesmas reações, como
acontece no motor alternativo, cujo controle do motor é direto, na medição do
ar e do combustível, resultando numa ação positiva de demanda de potência.
Em lugar disto, no motor de turbina a gás, o operador, pela posição da manete,
solicita, não uma quantidade definida de empuxo. O controlador do
combustível, através do sinal refletido e pela medição conseqüente do
combustível, determina qual o empuxo que deve ser fornecido.
A unidade de controle do fluxo de combustível possui duas alavancas de
controle:
A de aceleração, potência, para controlar o motor durante as operações
de empuxo à frente e empuxo reverso e,
A de fechamento, corte, para proporcionar a parada e a partida do
motor mediante o fechamento e abertura da válvula de corte do
combustível.
O controle de combustível consiste num sistema de dosagem e num sistema de
computação.
O sistema de dosagem seleciona a razão de fluxo de combustível que deve ser
fornecida às câmaras de combustão de acordo com a quantidade de empuxo
solicitada pelo piloto.
O sistema de computação, em função dos diversos parâmetros operacionais do
motor estabelece as limitações de operações programadas pelo sistema de
combustível. Este sistema sente e combina os diversos parâmetros para
controlar a descarga da seção de dosagem do controle de combustível em todos
os regimes do motor.
Para realizar suas funções a FCU requer que um número de condições e
variáveis sejam tomadas em consideração, a fim de que o controle possa ser
seguro e eficiente.
Entre essas condições e parâmetros a serem considerados e computados, estão:
A velocidade de rotação do motor (N2);
A posição da manete de empuxo, potência;
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A pressão de descarga do compressor – CDP – compressor Discharge
Pressure;
A temperatura do ar na entrada do compressor – CIT – Compressor
INLET Temperature;
A temperatura na estrada da turbina – TIT – Turbine INLET
Temperature;
A temperatura no bocal de descarga – EGT – Exhaust Gas Temperature;
A aceleração.
Todas estas condições afetam e são afetas pelo fluxo de combustível, assim a
unidade controladora de combustível deve dispor de dispositivos que analisem
e que respondam à estas variáveis.
Pelo exposto, para que o MEC realize suas funções básicas de dosagem correta
de combustível para atender com segurança e eficiência em todas as condições
de operação, mesmo as mais críticas e adversas, de um motor de turbina a gás,
deve ser preciso e adequado.
Apesar de toda a complexidade, é possível controlar e operar um motor de
turbina a gás, manualmente desde que a temperatura do tubo de descarga EGT,
a RPM e a pressão da queima nas câmaras de combustão sejam, rigorosamente
monitoradas e mantidas dentro de valores especificados.
Em geral, o controle dos motores de turbina a gás, se faz por um dos métodos:
Velocidade constante – utilizado em motores de compressores axiais
simples e de compressores centrífugos;
Temperatura constante da admissão da turbina – empregado em
motores de compressores axiais duplos ou triplos.
FIGURA 6.7.3 – DIAGRAMA SIPLIFICADO DE UMA UNIDADE DE CONTROLE DE
COMBUSTÍVEL - TÍPICA
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Nota: os injetores modernos possuem dois abastecimentos, um primário e um
secundário sendo este o principal e entra em ação, em conjunto com o primário,
nos regimes de maior potência.
Para a partida do motor e regimes de baixa potência apenas o sistema primário
é utilizado, face à sua alta capacidade atomizadora e a menor injeção de
combustível que facilitam a queima.
FIGURA 6.7.4 – COMBUSTÍVEL/ INJETORES
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6.8. Sistema de Ignição
Os sistemas de ignição instalados em motores de turbina a gás diferem dos
demais sistemas de ignição de uso aeronáutico instalados em motores
alternativos, basicamente por dois aspectos principais ou seja, pelo fato de
serem de elevada potência de centelhamento, por não necessitarem de
distribuidor e por não estarem em funcionamento permanente, apenas durante a
partida e em circunstâncias atmosféricas pré-definidas.
O sistema tem seu funcionamento baseado em transformadores de energia
elétrica e descargas de capacitores, conforme pode ser visto nas ilustrações que
seguem, onde é mostrada uma instalação típica.
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