PROPULSÃO DE
AERONAVES II
Francisco Brójo
Bloco Pedagógico II – Turbinas de Gás
Desenvolver
a
capacidade
de
determinação
do
desempenho dos componentes do motor de turbina de
gás.
Variação da altitude e velocidade
A variação da altitude implica a variação das condições ambiente e consequentemente variações no desempenho dos motores
A atmosfera divide-se em: troposfera, estratosfera, mesosfera, termosfera e exosfera
A temperatura decresce ~3,2 K por cada 500 m até aos 11000 m (troposfera), mantendo-se aproximadamente constante desde aí até aos 20000 m e crescendo ligeiramente com o aumento da altitude acima dos 20000 m
Variação da altitude e velocidade
h = 0 m -> T0 = 288,15 K; p0 = 101325 Pa; λ = -0,0065 K/m; g0 = 9,81 m/s; R = 287 J/kgK h T T = 0 +λ R g T T p p λ 0 0 0 − = RT p = ρ a = γRTVariação da altitude e velocidade
À velocidade de voo, Ca, existirá pressão dinâmica
Para uma aeronave transónica, a razão de pressões do ciclo pode ser o dobro da razão de pressões do compressor
− + = 2 0 2 1 1 Ma T T γ a C Ma = a 1 0 0 − = γ γ T T p p
Variação da altitude e velocidade
A velocidade de deslocamento e a altitude alteram o desempenho. O projectista necessita conhecer os requisitos de:
- descolagem; - subida; - cruzeiro; - manobra; A aplicação: - civil/militar;
Variação da altitude e velocidade
Limites operacionais de motores
Grandezas
de
desempenho
para
propulsão de aeronaves
Ca -> velocidade de entrada de ar no motor Cj -> velocidade de saída dos gases do motor Tracção (trust) ->
– momento de tracção bruto
– momento de arrasto na admissão
Se a expansão no bocal propulsivo não for efectuada até pa , então Tracção líquida ->
(
Cj Ca)
m F = & −(
Cj Ca)
Aj(
pj pa)
m F = & − + − j mC a mCGrandezas
de
desempenho
para
propulsão de aeronaves
Rendimento propulsivo
- F é máximo quando Ca = 0 (parado) e consequentemente ηp = 0
- ηp é máximo quando e consequentemente F = 0
(
)
j a a a j a a p C C C C C m FC FC + = − + = 2 2 2 & η 1 = a j C C jacto no da desperdiça cinética Energia tracção de Potência tracção de Potência + = p ηGrandezas
de
desempenho
para
propulsão de aeronaves
O rendimento propulsivo é uma medida da perfeição com que o ducto propulsivo está a ser utilizado para propulsionar o avião.
O rendimento na conversão de energia é dado por
O rendimento global é então
(
)
p net f a j e Q m C C m , 2 2 2 & & − = η(
)
p net a e p p net f a p net f a j a o Q TSFC C Q m FC Q m C C C m , , , . . . = = = − = η η η & & &Grandezas
de
desempenho
para
propulsão de aeronaves
Tracção específica (tracção por unidade de caudal de massa de ar)
Consumo específico de tracção
a s m F F & = s f F f F m TSFC = & =
Numeração das estações na comunidade aeronáutica segue
a recomendação da Society of Automotive Engineers (SAE)
Aerospace Recommended Practice (ARP) 775
Estação / Localização
0Escoamento livre
1Entrada do motor
2Entrada do compressor
3Saída do compressor
4Entrada na turbina
5Saída da turbina
6Entrada do pós-combustor
7Entrada do bocal
8Garganta do bocal
A numeração nesta disciplina é
sequêncial. A admissão tem que ser
considerada como um componente à
parte, devido à velocidade do avião.
O motor turbojacto é
o motor básico da
era do jacto.
Pode ser classificado
como
Turbojacto
Para a optimização do motor, calcula-se o consumo específico e a tracção específica para vários valores de temperaturas de entrada na turbina e razões de pressão no compressor.
Os cálculos são efectuados para valo-res apropriados de velocidade e alti-tude de voo e apresentados num grá-fico como o da figura ao lado (grágrá-fico típico para voo subsónico).
É desejável temperaturas elevadas e razões de pressão elevadas.
Turbojacto
O ganho na tracção com o aumento de temperatura é mais importante que a penalização do aumento de SFC, especialmente a velocidades de voo elevadas em que é desejado que o motor tenha uma dimensão reduzida para diminuir o peso e o arrasto.
Para voo supersónico, à mesma altitude que no caso da Fig. anterior, verifica-se que para quaisquer valores de ݎ e ܶଷ, o SFC aumenta e a tracção específica diminui.
Turbojacto
Na Fig. abaixo ilustra-se a relação entre o desempenho e várias considerações de design.
Rendimento do difusor e do bocal
Difusor de admissão
-> é um componente crítico do motor, tendo um efeito significante no rendimento e na segurança do motor,
-> tem como função dirigir o fluxo de ar que entra no compressor, de forma a que a pressão e velocidades sejam uniformes em todas as condições de voo, sem perda apreciável de pressão,
Rendimento do difusor e do bocal
Motores bem concebidos podem encontrar aplicação numa variedade alargada de aeronaves com diferentes instalações e sistemas de admissão.
O design da admissão envolve um compromisso entre requisitos aerodinâmicos e estruturais.
Rendimento do difusor e do bocal
As concepções modernas exigem que o ar entre no primeiro estágio do compressor com um número de Mach axial na gama 0,4 - 0,5.
Aeronaves subsónicas têm uma velocidade de cruzeiro na gama 0,8 – 0,85M
Aeronaves supersónicas têm uma velocidade de cruzeiro na gama 2 – 2,5M
Em condições estáticas e velocidade muito reduzidas, a admissão actua
como bocal, acelerando o ar de Ca a C1.
À velocidade de projecto, a admissão actua como difusor, desacelerando
o ar de Ca a C1 e aumentando a pressão estática de pa a p1.
ܶଵ = ܶ + ܥ ଶ 2ܿ ଵ = 1 + ߟ ܥଶ 2ܿܶ ఊ ఊିଵ
Rendimento do difusor e do bocal
A razão de pressões crítica é definida como a razão de pressões para a qual M5 = 1.
Quando então o bocal não está bloqueado e a expansão do escoamento é feita no bocal até à pressão atmosférica, pa e p5=pa.
Quando então o bocal está bloqueado e nesse caso p5 mantém o valor igual a pc.
c p p04 5 04 p p c a p p p p04 < 04 c a p p p p04 > 04
Rendimento do difusor e do bocal
O escoamento para bocal não bloqueado e bloqueado está representado nas Figs. seguintes. O rendimento isentrópico é definido como ' 5 04 5 04 T T T T j − − = η
Rendimento do difusor e do bocal
Como já foi referido anteriormente
Para razões de pressão até ao valor crítico, p5 é considerado como igual a pa. Acima deste valor, o bocal encontra-se bloqueado, pelo que p5 é igual ao valor crítico pc e C5 é o valor sónico
− = − − γ γ η 1 5 04 04 05 04 1 1 p p T T T j
(
)
12 5 RT γRendimento do difusor e do bocal
Para o escoamento real não isentrópico,
2 1 04 = γ + c T T 1 04 1 1 1 1 1 − + − − = γ γ γ γ ηj c p p
Rendimento do difusor e do bocal
A tracção de pressão no bocal propulsivo é dada por
e a área do bocal para o caudal mássico é
em que e
(
pc pa)
A5 − m& c cC m A ρ & = 5 c c c RT p = ρ[
(
)
]
[
]
2 1 2 1 04 2 p c c c c T T RT C = − = γ2.2
Determine a tracção específica e o consumo específico de tracção para um motor turbojacto simples. O motor foi concebido para velocidade de cruzeiro e altitude de voo de respectivamente M=0,8 e 10000m. Os parâmetros de desempenho são:- Razão de pressões do compressor: 8
- Temperatura de entrada na turbina: 1200K - Rendimento isentrópico:
* admissão: 93 % * compressor: 87 % * turbina: 90 %
* bocal propulsivo: 95 %
- Rendimento mecânico da transmissão: 99 %
- Rendimento da combustão: 98 %
- Queda de pressão na combustão: 4% pressão de descarga do compressor
especificações:
Razão de pressões do compressor 8,0
Temperatura de entrada na turbina 1200 K
Caudal mássico de ar 15 kg/s
Velocidade de voo do avião 260 m/s
Altitude de voo 7000 m
Rendimento isentrópico da admissão 0,9
Rendimento isentrópico do compressor
e turbina 0,9
Queda de pressão na câmara de combustão 6% pressão descarga compressor
Rendimento da câmara de combustão 0,9
Rendimento isentrópico do bocal propulsivo 0,9
Calcule a área do bocal propulsivo, a tracção líquida e o TSFC.
Se os gases no ducto propulsivo forem aquecidos a 1850 K, existindo uma queda de pressão de 3% em relação à pressão na entrada do ducto propulsivo, calcule o aumento percentual na área do bocal propulsivo e o aumento percentual na tracção líquida.
2.4
O avião FIAT G91Y é um caça monolugar alimentado por dois motores turbojacto General Electric J85-GT-13a, tendo cada um a tracção de 12,12kN à altitude of 9150 m. A razão de pressões no compressor é 25 e a temperatura à entrada da turbina é 1400 K. A velocidade do avião é 310 m/s. Se a queda de pressão na câmara de combustão for de 1,39 bar, determine:a) A razão combustível/ar.
b) A velocidade dos gases de escape. c) O caudal mássico de combustível. d) O rendimento propulsivo.
e) O rendimento da conversão de energia. f) O rendimento global.
