PRP30: INTRODUÇÃO E VISÃO GERAL Lecture 1: Introdução e Visão Geral 01_ 2012 Departamento de Engenharia Aeronáutica Instituto Tecnológico de Aeonáutica Cristiane Aparecida Martins

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INTRODUÇÃO GERAL - VISÃO GERAL DE MOTORES AERONÁUTICOS

CLASSIFICAÇÃO DOS SISTEMAS PROPULSIVOS

SISTEMAS PROPULSIVOS (cont) Aqui: Somente a categoria prática TERMOQUÍMICA Termoquímicos podem ser divididos em 3 sub-categorias: –Foguetes (Propelente sólido ou Líquido) –Aspirados (Ramjet, Turbojet, Tubofan…) –Híbridos (Ramrocket por exemplo) OBJETIVO DA PROPULSÃO – CRIAR UMA FORÇA PARA MOVIMENTAR UM VEÍCULO

TURBINAS, MOTORES CICLO DIESEL, MOTORES CICLO OTTO SÃO TODOS MÁQUINAS TÉRMICAS....O QUE SIGNIFICA???

Motores ‘Perfeitos' a eficiência de conversão de energia é de 100% mas nem toda a energia é convertida em trabalho, o que significa que parte da energia é desperdiçada na exaustão. No motor elétrico o mínimo valor (na exaustão) é o zero (Terra), o que significa que teoricamente é possível obter 100% de eficiência na exaustão da carga elétrica, a qual não deixará nenhum resíduo. No motor hidráulico a mínima pressão de exaustão é a atmosférica, o que significa que parte da energia será desperdiçada na exaustão. No motor térmico, 'máquina térmica' a mínima temperatura é obtida nas condições ambientes, ou seja da ordem de 300K, significando que também existirá uma energia residual na saída. Se a saída fosse de Zero absoluto conseguiríamos extrair toda a energia contida.

MÁQUINAS TÉRMICAS UTILIZAM FLUIDO DE TRABALHO

A Figura abaixo mostra a construção básica de um compressor e turbina axiais. A turbina recebe gás de trabalho (alta pressão e aquecido) da esquerda para direita fazendo o rotor rodar. O compressor recebe o ar e o comprime em estágios.

COMPRESSOR AXIAL TURBINA AXIAL

Rover 1S60 Rotor

PONTOS BÁSICOS – MÁQUINAS TÉRMICAS Todas as aeronaves com combustível hidrocarbonetos são MÁQUINAS TÉRMICAS Aplica-se no estudo –Mecânica de Fluídos Relata as variações na pressão, temperatura e velocidade do ar –Termodinâmica (Análise de Ciclo) Energia térmica →mecânica é estudada através da termodinâmica Estudo das variações de estado termodinâmico do ar ao atravessar a turbina Geometria da turbina NÃO importante, processos são importantes

Termodinâmica Química Cálculo do estado final baseado em alguma informação do estado inicial –assumindo equilíbrio termodinâmico Propriedades do estado final –temperatura (temperatura de chama adiabática) conservação de energia – 1a lei da TD –composição de equilíbrio conservação da massa entropia - 2a lei da TD

Por que estudar equilíbrio termodinâmico? Equilíbrio considera que a reação teve tempo suficiente para ocorrer. Cinética considera taxas de reações químicas.

Por definição, a região cinética é o período no qual as concentrações dos componentes da reação estão constantemente variando. A região de equilíbrio é o período após nenhuma variação na concentração é observada. Região cinética versus região de equilíbrio

Nem aí para o TEMPO!! Termodinâmica versus TEMPO TEMPO

Termodinâmica - responde Primeira Lei – qual a máxima energia que consigo? Segunda Lei – quanto posso aproveitar desta energia e em qual direção o processo caminhará? O processo ocorrerá espontaneamente?

TERMODINÂMICA BASEADA NA FRUSTAÇÃO

Você NUNCAAAAA GANHA no máximo EMPATA  E0 = Q - W No máximo Q = W Q W  E0 = Q - W No máximo Q = W Princípio da conservação de energia – 1 Princípio da Termodinâmica

SEGUNDA LEI DA TERMODINÂMICA: 2nd LAW A segunda lei define entropia, s, por: Onde dq reversíevl é o incremento de calor recebido em um processo reversível entre dois estados. A segunda lei também diz que para qualquer processo a soma das variações de entropia para o sistema mais as vizinhanças é igual ou maior que zero Igualdade somente existe em processo reversível (ideal)

2 PRINCÍPIO DA TERMODINÂMICA EMPATA quando chega no ZERO

3 PRINCÍPIO DA TERMODINÂMICA: 3st LAW Impossível reduzir qualquer sistema à temperatura do zero absoluto mediante um número finito de operações. De acordo com esse princípio, também conhecido como teorema de Nernst, a entropia de todos os corpos tende a zero quando a temperatura tende ao zero absoluto. VC NUNCA chega no ZERO

ENERGIA LIVRE DE GIBBS - função de estado - propriedade extensiva  S univ =  S sis +  S vizi Para T e P constantes:  - T  S univ = - T  S sis +  H sis (para T & P ctes)  S univ =  S sis -  H sis T  G =  H – T  S

PROCESSO DE MOTOR AERONÁUTICO REPRESENTADO EM COORDENADAS TERMODINÂMICAS Primeira lei:  E = Q - W, onde E é a energia total da parcela do ar: Para um processo ciclico  E é zero (volta ao mesmo estado) Consequentemente: Q (calor líquido que entra) = W (trabalho líquido realizado) Quero um diagrama o qual represente a entrada ou saída de calor. Uma forma é fornecida pela Segunda Lei onde ds é a variação de entropia de uma unidade de massa da parcela e dq é a entrada de calor por unidade de massa Assim, uma variável deveria ser a entropia, s

THERMODINAMICA: CICLO BRAYTON

EXERCÍCIO Exercício 1: Prove que quanto maior a razão de pressão maior a eficiência térmica de uma turbina.

conversão – definição intuitiva

Conclusão (cont) a intensidade dos efeitos térmicos pode ser estimada através de dados termodinâmicos, o cálculo da constante de equilíbrio K pode ser realizado a partir da energia livre padrão G 0 dos materiais reagentes, Assim: –  G 0 = - RTlnK, com a cte de equilíbrio conhecida pode se estimar o rendimento máximo da reação.

Gaseq - equilíbrio Nos cálculos de equilíbrio é necessário saber quais produtos.

Resolver neste programa o ciclo Otto, queimando gasolina. –O ciclo Otto é modelado como um sistema fechado com massa fixa de ar/combustível, e utiliza os seguintes processos: 1-2 Compressão a qual é reversível e adiabática 2-3 Adição de calor proveniente do combustível 3-4 Expansão a qual é reversível e adiabática 4-1 Rejeição de calor para as paredes do cilindro Exemplo - equilibrio

Aplicar o recurso do programa Gaseq para combustão de ciclo OTTO utilizando dados de um automóvel comercial. Novo Palio 2008 ELX 1.0 FLEX MOTOR Posição do motor: Transversal anterior Número de cilindros: 4 em linha Cilindrada total: 999,0 cm³ Taxa de compressão: 11,65:1 Potência máxima (ABNT) / regime: 65 CV/6.000 rpm (gasolina) - 66 CV/6.000 rpm (álcool) Torque máximo (ABNT) / regime: 9,1 kgm/2500 rpm (gasolina) - 9,2 kgm/2500 rpm (álcool) Nº de válvulas por cilindro: 2 Eixo de comando de válvulas: 01 no cabeçote

Tendo 4 cilindros com o total de 999,0 cm³, cada cilindro tem volume de 249,75 cm³. Taxa de compressão 11,65:1 - A taxa de compressão é definida como a razão entre o máximo volume admitido pelo volume mínimo no início da admissão. Assim o volume totalmente expandido é de 249,75 cm³ e o volume mínimo (compressão) é de 21,437 cm³. Utilizado taxa de compressão de 11:1.

1º Estágio: Admissão de ar/gasolina. (Pressão= 1 atm e Temperatura = 298 K).

2º Estágio: Compressão de ar/gasolina. (Pressão= 11 atm e Temperatura = 544 K).

3º Estágio: Queima de ar/gasolina a volume cte Pressão inicial = 11 atm e Tin = 544 Pressão final = 61 atm e Tfinal = 2823 K

4º Estágio: Expansão e exaustão dos gases. Pressão final = 1 atm e Temperatura = 1196 K).

Observe os valores de pressão correspondente ao final da combustão. Alta?? Um motor real a pressão ao final da combustão deverá estar entre 38 a 52 atm e a temperatura entre 2000 e 2500  C.

EXERCÍCIO Exercício 2: Rode o Gaseq para o ciclo Brayton. Considere uma turbina com razão de compressão de 10.

Escoamentos Reativos – Turbina a gás

Conclusão A termodinâmica fornece dois importantes subsídios necessários a um projeto: –calor liberado ou absorvido durante a reação –rendimento máximo que se poderá obter da mesma.

Máquinas térmicas – turbinas a gás e motores a pistão

De acordo com o RAB (Registro Aeronáutico Brasileiro)- banco de dados onde estão registradas todas as aeronaves brasileiras), o Brasil possui um total de aeronaves ativas, em números de Deste total, –873 são aeronaves propulsionadas a jato, –1.783 turboélices e –9.513 aeronaves a pistão, das aeronaves a pistão: aeronaves privadas de instrução e aviões agrícolas aeronaves HELICOPTEROS =

Propulsão a Jato Principio de operação baseado nas leis de movimento de Newton –2 lei – taxa de variação de momentum é proporcional ao empuxo aplicado (i.e. F = m x a) –3 lei – cada ação produz uma reação igual e oposta.

Existem diferentes sistemas propulsivos PROPULSÃO EMPUXO = massa x variação de velocidade massa VERSUS  v ou massa VERSUS  v

Quais forças atuam em uma aeronave ou foguete ? foguete Thrust (empuxo) drag (arrasto) weight (peso) e lift (sustentação )dragweight O movimento de uma aeronave depende das forças aerodinâmicas (drag e lift), do peso e do empuxo; INTRODUÇÃO

Peso é a força gerada devido a atração gravitacional. Lift e drag são forças mecânicas/aerodinâmicas. (de contato). Forças aerodinâmicas são percebidas somente se o objeto está em movimento. Empuxo é também uma força mecânica, tal que o sistema propulsivo deve estar em contato com o fluido de trabalho para que se produza empuxo.

EMPUXO...

EQUAÇÃO GERAL DO EMPUXO - DEDUÇÃO

Turbinas a Gás

TURBOJATO Turbojato A turbina é projetada para produzir a potência exata para comandar o compressor. O gás que deixa o bocal de saída em alta pressão e temperatura é expandido para pressão atmosférica em um tubeira propulsora que produz jato em alta velocidade. A tubeira é o componente no qual o fluido de trabalho é expelido para fornecer jato de alta velocidade.

Fluxo em um Turbojato

Distribuição de temperatura e pressão

Empuxo

Turbofan Parte do ar liberado pelo compressor de baixa LP compressor ou fan ‘bypasses’ o núcleo do motor (HP compressor, combustion and turbines) para formar um jato propulsivo anular ou ar frio rodeando o jato quente. Resulta em jato de menor velocidade média mas melhor eficiência propulsiva e ruído reduzido.

Turbofan

Fluxo em um turbofan

Empuxo em Turbofan

Turboprop Para menores velocidades, a combinação de hélice e jato de exaustão fornece a melhor eficiência propulsiva. Tem dois estágios de compressor e câmera de combustão tipo Can. Turboprop podem também ser projetadas com uma turbina livre para comandar uma hélice ou um compressor LP adicional. (called free- turbine turboprop).

Turboprop

Fluxo em um turboprop

Empuxo em Turboprop

1 ft/s = 0,3048 m/s 1 ft/s = 1,09728 km/h

Comparação

Características do Jato Quantidades que definem um jato são: –área da secção transversal; –composição e –velocidade. Destes, somente a velocidade é característica majoritária e de considerável significância quantitativa.

Caracteristicas do Jato em Sistemas Propulsivos Práticos

O formato da superfície pode exigir maior quantidade de energia para movimentá-lo. Drag (arrasto)?

Cd em automóveis

Aeronaves, o que importa?

Cl - Coeficiente de sustentação, que é de uma forma simplificada, a capacidade que tem um determinado perfil, de gerar sustentação. Neste ponto, quanto maior, melhor. Para o Cl é importante também a forma com que a curva de sustentação termina, ou seja, o ideal é que o início da perda de CL se dê de forma bastante suave, e não bruscamente. Um valor médio fica por volta de 1.4. Cd - Coeficiente de arrasto. Por ele podemos determinar quanto de potência vai ser consumida da aeronave para o vôo. O Cd, quanto menor, melhor. Valores mínimos por volta de 0.08 são bastante altos para os dias atuais, no entanto valores iguais a 0.03, é muito difícil de ser conseguido. Um perfil bom em termos de Cd tem seu valor mínimo por volta de 0.04 a

Calcule o empuxo exigido para um UAV de 2 toneladas com área de asa de 10m2 em voo steady-state com velocidade máxima equivalente de 400 kt (206 m/s).

PERFIS COMUNS

Aeronave - exemplo aeronavePiper J-3 Cub Special motor da aeronaveContinental A-65 potência máxima (SL)65hp rotação na potência máxima2350rpm condições atmosféricasISA SL: 288,15K perfil da héliceClark-Y número de pás2 tipo de hélicepasso fixo ângulo da pá a ¾ do raio25º (máxima eficiência) As aeronaves de asa alta com montantes, são comuns há muito tempo, como por exemplo os CAP-4, PA-18, Piper Cub, Aeroncas, etc. Estas aeronaves são dotadas de uma área de asa bastante generosa, normalmente têm uma motorização bastante modesta, e se utilizam de perfis de fluxo turbulento de alta sustentação., ou seja, os Clark Y, Clark YH, USA 35B, NACA 4412, e NACA 4415

Seleção da Configuração para determinado regime de vôo Parâmetros de interesse: SFC (Specific Fuel Consumption), especialmente para um empuxo relativamente alto ou nível de potência correspondente ao cruzeiro. Subida e descida tornam-se importantes para trajetos curtos. Peso e Área frontal (considere o arrasto devido a área do motor), particularmente para altos Mach Custo – pode ate ser aumentado com tamanho motor/aeronave, mas aplicações caras tais como mísseis deve ser tanto barato quanto prático.

FATOR DE RANGE – FATOR DE ALCANCE Parâmetro comumente utilizado para acessar a adequação de configuração de motor para determinada exigência de missão Razão do peso de combustível e motor para empuxo líquido para determinado alcance e velocidade de vôo. Claramente quanto menor melhor

FATOR DE RANGE VERSUS MACH

O peso e a área frontal do motor a pistão aumenta muito mais rápido com a potência de saída do que a turbina a gás. A imensa importância destes fatores na velocidade de vôo é quantificada pelo diagrama do fator de range. Acima de Mach 0.3 considerações sobre o peso e a área frontal faz com que a turboélice suplante o motor a pistão como planta ótima. Tem melhor consumo de combustível do que o turbojato e turbofan devido ao alto desempenho propulsivo, gerando empuxo pela grande quantidade de ar proveniente da hélice a velocidade de jato baixa. Acima de Mach 0.6 a turboélice torna-se não competitiva, devido principalmente ao alto peso e área frontal. Também a exigência de altas velocidades de topo esbarram em projeto mecânico complicado, além do que altas velocidades de topo criam ruídos insuportáveis.

Acima de Mach 0.6 Mach o turbofan e turbojato competem dependendo da aplicação. Turbofan tem melhor SFC do que turbojato, mas empuxo específico pior e maior peso e área frontal. Aumento da razão de bypass fornece: –SFC melhora; –Capacidade de empuxo reverso aumenta; –Peso / Empuxo aumenta –Área frontal / Empuxo aumenta; –O número de estágios de LP para comandar o fan aumenta rapidamente; –O custo por unidade de empuxo aumenta

Maior razão de bypass é muito competitivo para Mach de aproximadamente 0.8, enquanto Mach 2.2 o número ideal de razão de bypass é menor do que 1 e o turbojato torna-se altamente competitivo. Por volta de Mach 2.0 o empuxo específico do ramjet torna-se melhor do que turbojato, entretanto tem um consumo específico muito ruim.

m = massa do motor (kg) FN = empuxo (N) SFC = consumo específico = kg/N h VTAS = velocidade real da aeronave relativa a do ar (km/h) Cnacelle = coeficiente de arrasto da nacelle Aengine = área frontal do motor RHO = densidade do ar (kg/m 3 )

1 kts = 0,514 m/s M = número de Mach γ = 1.4 R = J/kgK T em K

Temperatura ambiente ISA Se ALT < 11000m Se

Pressão ambiente ISA Se ALT < 11000m Se

Considerando que  = kg/m3 é a densidade do ar para condições ISA ao nível do mar Pamb (kPa), R = J/kgK e T (K)