PRP30: INTRODUÇÃO E VISÃO GERAL

Lecture 1: Introdução e Visão Geral

01_ 2012

Departamento de Engenharia Aeronáutica

Instituto Tecnológico de Aeonáutica

Cristiane Aparecida Martins

• Material aula

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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 - WNo 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:

T

dqds reversivel

Onde dqreversíevl 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

0svizinhançasistema ss

Igualdade somente existe em processo reversível (ideal)

2 PRINCÍPIO DA TERMODINÂMICA

0svizinhançasistema ss

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

Suniv = Ssis + Svizi

Para T e P constantes:

- TSuniv = - TSsis + Hsis

(para T & P ctes)

Suniv = Ssis -Hsis

T

G = H – TS

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

Tdsreversível

dq

onde ds é a variação de entropia de uma unidade de massa da parcela edq 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 G0 dos materiais reagentes, Assim: G0 = - 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.

http://www.c.morley.dsl.pipex.com/

• 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 ctePressão 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 2500C.

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 12.505 aeronaves ativas, em números de 2009.

• Deste total,

– 873 são aeronaves propulsionadas a jato,

– 1.783 turboélices e

– 9.513 aeronaves a pistão, das aeronaves a pistão:

• 1.386 aeronaves privadas de instrução e

• 1.044 aviões agrícolas

•12505 aeronaves + 1325 HELICOPTEROS = 13.830

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)

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

• 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

• 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/s1 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

Practical Propulsion Systems Jet Velocity(m/s)

Helicopter lifting rotor up to 30Propellor 30 - 60Remote Ducted Fan, Propellor or Propfan 30 - 200Turbofan 200 - 600Turbojet (sea-level, static) 350 - 600Turbojet (M = 2.0 at 36000 ft, approx 600 m/s) 900 - 1200Ramjet (M = 2.0 at 36000 ft, approx 600 m/s) 900 - 1200Ramjet (M = 4.0 at 36000 ft, approx 1200m/s) 1800 - 2400Solid-propellant rocket 1500 - 2600Liquid-propellant rocket 2000 – 3500

O formato da superfície pode exigir maior quantidade de energia para movimentá-lo.

Drag (arrasto)?

Cd em automóveis

http://www.prandiano.com.br/html/m_rev.htm#2

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 0.045.

• 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 - exemploaeronave Piper J-3 Cub Special

motor da aeronave Continental A-65

potência máxima (SL) 65hp

rotação na potência máxima 2350rpm

condições atmosféricas ISA SL: 101,325kPa @ 288,15K

perfil da hélice Clark-Y

número de pás 2

tipo de hélice passo fixo

ângulo da pá a ¾ do raio 25º (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

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 hVTAS = velocidade real da aeronave relativa a do ar (km/h)Cnacelle = coeficiente de arrasto da nacelleAengine = área frontal do motorRHO = densidade do ar (kg/m3)

N

kg

FN

VTASRHOAC

SFC

Fatorenginenacelle

2****5.01

VTAS

Alcance*

3600FN

m

(K) Alcance de

1 kts = 0,514 m/sM = número de Machγ = 1.4R = 287.05 J/kgKT em K

knotsktsTRMVTAS amb****94384.1

• Temperatura ambiente ISA

• Se ALT < 11000m

• Se

• Se

ALTTamb *0065.015.288

24994m e 11000 mALT

KTamb 65.216

30000m e 24994 mALT

24994*0029892.065.216 ALTTamb

• Pressão ambiente ISA

• Se ALT < 11000m

• Se

• Se

24994m e 11000 mALT

30000m e 24994 mALT

25588.515.288

325.101

ambamb T

P

1.10998*000157689.0exp

63253.22

ALTPamb

8.1165.216

*5237.2

ambamb T

P

• Considerando que =1.2248 kg/m3 é a densidade do ar para condições ISA ao nível do mar

2248.1

relativo

amb

amb

TR

P

*

1000* Pamb (kPa), R = 287.05 J/kgK e T (K)

kPaALT

Pamb 1.10998*000157689.0exp

63253.22