SOUZA, T. P. S. Projeto de Uma Micro-Turbina. Monografia

Departamento de Engenharia Mecânica

Monografia

“Projeto de uma Micro-Turbina à Gás”

Autor: Thalis Pacceli da Silva e Souza

Orientador: Prof. Eduardo Schirm

Novembro de 2011

Thalis Pacceli da Silva e Souza

“Projeto de uma Micro-Turbina à Gás”

Monografia apresentada ao Departamento de

Engenharia Mecânica do CEFET MG, como parte

integrante dos requisitos para a conclusão e obtenção

do título de Engenheiro Mecânico.

Orientador: Prof. Eduardo Schirm

Belo Horizonte, Novembro de 2011.

"Projeto de uma Micro-Turbina à Gás"

Monografia apresentada por Thalis Pacceli da Silva e Souza, ao Curso de Engenharia

Mecânica do Centro Federal de educação Tecnológica de Minas Gerais – CEFET MG,

aprovada pela banca examinadora constituída dos professores:

Prof. Eduardo Schirm - orientador

Centro Federal de Educação Tecnológica de Minas Gerais

Prof. Guilherme Marconi Silva


Prof. Rogério Antônio Xavier Nunes


Thalis Pacceli da Silva e Souza

AGRADECIMENTOS

Agradeço primeiramente a Deus, pelas maravilhosas oportunidades que tem me

proporcionado.

Aos meus pais, por todo carinho e compreensão.

Ao professor Eduardo Schirm, pela oportunidade de desenvolver este tema, como trabalho de

graduação.

A equipe de CEFAST de Aerodesign, pela oportunidade de desenvolver e adquirir novos

conhecimentos, sem os quais o interesse pelo tema deste trabalho teria sido possível.

RESUMO

Este relatório tem como objetivo final a definição da configuração básica de uma micro-

turbina, bem como o dimensionamento e seleção dos componentes básicos deste tipo de

motor. Turbinas a gás representam um importante grupo moto-propulsor, principalmente na

aviação, principalmente devido a melhor relação peso-potência e peso-volume. A

metodologia básica que fundamenta o projeto de uma câmara de combustão é discutida em

Lefebvre (1989), Lefebvre (2003), Tsai (2004), Ribeiro (2003) e Lacava (2009). Neste projeto

buscou-se atender o maior número possível destes requisitos, tais como eficiência de

combustão, perda de pressão na câmara, o perfil de temperatura na saída do combustor, e dos

limites de estabilidade de operação. Para o dimensionamento foram utilizadas ferramentas

computacionais utilizando-se de equações empíricas para o projeto da câmara de combustão.

Foram determinadas através dessas ferramentas as dimensões básicas da câmara a vazões

mássicas, temperatura e perda de carga teórica em cada zona de combustão, por fim foram

dimensionados os orifícios para a injeção do ar na câmara e das fendas de resfriamento. Para a

configuração inicial optou-se por uma câmara de combustão tipo anelar utilizando, rotores de

turbo compressores automotivos da marca Garrett, dos quais se obteve seus dados referentes

ao projeto a partir do site da marca. O resultado deste trabalho é o projeto da micro-turbina a

ser construída e incorporada aos laboratórios da disciplina de Máquinas Térmicas I. Palavras-chave: micro-turbinas, câmaras de combustão, turbinas à gás.

ABSTRACT

This report aims to end the definition of the basic configuration of a micro-turbine, and the

sizing and selection of the basic components of this type of engine. Gas turbines are a major

rotary-wing, especially in aviation, mainly due to better power to weight ratio and weight-

volume. The basic methodology underlying the design of a combustion chamber is discussed

in Lefebvre (1989), Lefebvre (2003), Tsai (2004), Ribeiro (2003) and Lacava (2009). In this

project we tried to meet as many of these requirements, such as combustion efficiency, loss of

pressure in the chamber, the temperature profile at the exit of the combustor, and the limits of

stable operation. Appling design computational tools using empirical equations for the design

of the combustion chamber. Were determined using these tools the basic dimensions of the

chamber mass flow rates, temperature and pressure drop in each theoretical combustion zone,

finally were sized holes for the injection of air in the chamber and the cooling slots. For the

initial configuration was chosen by a combustion chamber using ring type, turbocharger rotors

automotive brand Garrett, of which he obtained his data from the project site of the brand.

The result of this work is the design of micro-turbine to be built and incorporated into the

Laboratory of the Máquinas Térmicas I.

Lista de figuras

FIGURA 2.1. MOTOR A JATO DE LORIN. .................................................................................................................. 12 FIGURA 2.2. MOTOR A JATO TIPO WHITTLE. ........................................................................................................... 13 FIGURA 2.3. EOLÍPILA DE HERO E REGADOR AUTOMÁTICO DE JARDIM. ................................................................. 14 FIGURA 2.4. MOTOR TIPO ESTATOJATO. ................................................................................................................. 15 FIGURA 2.5. MOTOR-FOGUETE. .............................................................................................................................. 15 FIGURA 2.6. COMPARATIVO DE EFICIÊNCIA DE PROPULSÃO. .................................................................................. 17 FIGURA 2.7. MOTOR A JATO TIPO TURBO/RAM. ........................................................................................................ 17 FIGURA 2.8. COMPARAÇÃO ENTRE O CICLO DE TRABALHO DE UM MOTOR A JATO E UM A PISTÃO. ......................... 18 FIGURA 2.9. DIAGRAMA PRESSÃO-VOLUME DO CICLO DE TRABALHO DE UM MOTOR A JATO. ................................. 19 FIGURA 2.10. VARIAÇÃO DAS PROPRIEDADES AO LONGO DE UM TURBO-JATO. ...................................................... 20 FIGURA 2.11. DUTO PROPULSIVO. .......................................................................................................................... 22 FIGURA 2.12. CÂMARA DE COMBUSTÃO TIPO ANELAR. .......................................................................................... 25 FIGURA 3.1. FLUXOGRAMA DO PROJETO BÁSICO DE CÂMARAS DE COMBUSTÃO. .................................................... 32 FIGURA 3.3. EXEMPLO DE UM MAPA DE DESEMPENHO PARA UM COMPRESSOR. ..................................................... 33 FIGURA 3.4. EXEMPLO DE MAPA PARA A TURBINA. ................................................................................................ 33 FIGURA 3.5. EFICIÊNCIA DE COMBUSTÃO PARA COMBUSTORES CONVENCIONAIS. .................................................. 40 FIGURA 3.6. REPRESENTAÇÃO DAS DIMENSÕES CARACTERÍSTICAS DE CADA TIPO DE CÂMARA DE COMBUSTÃO. ... 42 FIGURA 3.7. PERFIL DE TEMPERATURAS PARA A UMA CÂMARA DE COMBUSTÃO E REFERENCIA PARA ALOCAÇÃO

DOS FUROS. .................................................................................................................................................... 46 FIGURA 3.8. DISPOSITIVOS PARA O FILME DE RESFRIAMENTO: (A) WIGGLESTRIP, (B) STACKED RING, (C) SPLASH-

COOLING RING, (D) MACHINED RING. ............................................................................................................. 47 FIGURA 3.9. ESQUEMA REPRESENTATIVO DAS DIMENSÕES A SEREM DEFINIDAS NO PROJETO DO RESFRIAMENTO DAS

PAREDES DO TUBO DE CHAMA. ...................................................................................................................... 48 FIGURA 3.10. ESQUEMA BÁSICO DE TRANSFERÊNCIA DE CALOR. ........................................................................... 51 FIGURA 3.11. EXEMPLO DE DISTRIBUIÇÃO DAS FILEIRAS DE RESFRIAMENTO EM UMA CÂMARA ANULAR. .............. 56 FIGURA 4.1. PONTO DE OPERAÇÃO A SEREM AVALIADOS PARA O PROJETO............................................................. 58 FIGURA 4.2. ROTOR DO COMPRESSOR UTILIZADO NO PROJETO MODELO GARRETT T04B-S3. ................................ 58 FIGURA 4.3. DIMENSÕES BÁSICAS DO ROTOR DO COMPRESSOR GARRETT T04B-S3. .............................................. 59 FIGURA 4.4. MAPA DO COMPRESSOR TS04B-S3. ................................................................................................... 59 FIGURA 4.5. ROTOR DA TURBINA UTILIZADO NO PROJETO MODELO GARRETT GT-35. ........................................... 60 FIGURA 4.6. DIMENSÕES BÁSICAS DO ROTOR DA TURBINA GARRETT GT-35. ........................................................ 60 FIGURA 4.7. MAPA PARA A TURBINA GT-35. ......................................................................................................... 60 FIGURA 4.8. PERFIL DE TEMPERATURA PARA OS GASES NO INTERIOR DO TUBO DE CHAMA EM CADA POSIÇÃO NA

CÂMARA. ....................................................................................................................................................... 66 FIGURA 4.9. PERFIL DE TEMPERATURA CALCULADO PARA A PAREDE INTERNA DO TUBO DE CHAMAS .................... 69 FIGURA 5.1. MODELO EM CAD ELABORADO PARA BASEADO NOS CÁLCULOS APRESENTADOS NESTE RELATÓRIO. 71 FIGURA 5.2. ESQUEMA DO FLUXO DE GASES PROPOSTO NO PROJETO ...................................................................... 71 FIGURA 5.3. DETALHE DAS FENDAS DE RESFRIAMENTO PARA A CÂMARA DE COMBUSTÃO .................................... 71

Lista de Tabelas

TABELA 2.1. EVOLUÇÃO DA TURBINA WESTINGHOUSE 501. .................................................................................. 21 TABELA 2.2. TABELA COMPARATIVA ENTRE OS DIVERSOS TIPOS DE MODELOS DE MICRO-TURBINAS. .................... 30 TABELA 3.1. CONSTANTES PARA A EQUAÇÃO PROPOSTA POR YAWS (1999) PARA A ENTALPIA DAS ESPÉCIES

SELECIONADAS. ............................................................................................................................................. 36 TABELA 3.2. ENTALPIA DE FORMAÇÃO E PESO MOLECULAR DAS ESPÉCIES SELECIONADAS. ................................... 37 TABELA 3.3. VALORES COMUNS PARA OS PARÂMETROS AERODINÂMICOS. ............................................................ 39 TABELA 3.4. EXEMPLO DE RESULTADOS PARA OS CÁLCULOS TERMOQUÍMICOS PARA A ZONA PRIMÁRIA. .............. 41 TABELA 4.1. RESUMO DOS DADOS EXTRAIDOS DOS MAPAS DE DESEMPENHO DO COMPRESSOR E TURBINA GARRETT.

...................................................................................................................................................................... 61 TABELA 4.2. PROPRIEDADES PARA O AR À ENTRADA E SAÍDA DA CÂMARA DE COMBUSTÃO - ESTIMATIVA INICIAL.

...................................................................................................................................................................... 61 TABELA 4.3. MASSA DE AR DISPONÍVEL PARA A ZONA PRIMÁRIA DE COMBUSTÃO. ................................................ 62 TABELA 4.4. RESULTADOS DOS CÁLCULOS ESTEQUIOMÉTRICOS PARA OS PONTOS CONSIDERADOS. ...................... 62 TABELA 4.5. RESUMO DOS RESULTADOS: RAZÃO DE EQUIVALÊNCIA GLOBAL, LIMITES DE INFLAMABILIDADE DO

GLP E DA ZONA PRIMÁRIA............................................................................................................................. 63 TABELA 4.6. RESULTADO PARA O CÁLCULO DAS MASSAS DE CADA ZONA. ............................................................. 64 TABELA 4.7. ÁREA DE REFERÊNCIA PARA OS REQUISITOS AERODINÂMICOS E TERMOQUÍMICOS. ........................... 64 TABELA 4.8. TEMPERATURAS PARA A ZONA DE RECIRCULAÇÃO. .......................................................................... 65 TABELA 4.9. TEMPERATURAS PARA A ZONA PRIMÁRIA. ........................................................................................ 65 TABELA 4.10. TEMPERATURAS PARA A ZONA SECUNDÁRIA. ................................................................................. 65 TABELA 4.11. TEMPERATURAS PARA A ZONA DE DILUIÇÃO. ................................................................................. 66 TABELA 4.12. COMPRIMENTO DAS ZONAS DE COMBUSTÃO DO PROJETO. ............................................................... 66 TABELA 4.13. DADOS INICIAIS PARA O CÁLCULO DAS FENAS DE RESFRIAMENTO. .................................................. 67 TABELA 4.14. CÁLCULO DAS MASSAS DE AR DE RESFRIAMENTO PELAS FENDAS. ................................................... 67 TABELA 4.15. PERFIL DE TEMPERATURA PARA OS GASES PRÓXIMOS A PAREDE INTERNA DOS GASES COM O USO DAS

FENDAS DE RESFRIAMENTO............................................................................................................................ 68 TABELA 4.16. PERFIL DE TEMPERATURAS NA PAREDE INTERNA DO TUBO DE CHAMA. ........................................... 68 TABELA 4.17. PERFIL DE TEMPERATURA DA PAREDE EXTERNA DO TUBO DE CHAMA. ............................................ 69 TABELA 4.18. VAZÃO MÁSSICA PARA OS ORIFÍCIOS E RAZÃO DE PASSAGEM. ......................................................... 70 TABELA 4.19. RESULTADO FINAL DO PROCESSO INTERATIVO PARA A DETERMINAÇAO DA ÁREA DOS ORIFÍCIOS. ... 70 TABELA 4.20. RESUMO DO NÚMERO E DIÂMETRO DOS ORIFÍCIOS DO TUBO DE CHAMA. ......................................... 70 TABELA 5.1. PEÇAS SELECIONADAS DO PROJETO MODELADAS EM CAD ................................................................ 72

Sumário

AGRADECIMENTOS ..................................................................................................................................... 4

RESUMO ......................................................................................................................................................... 5

ABSTRACT ..................................................................................................................................................... 6

LISTA DE FIGURAS ...................................................................................................................................... 7

LISTA DE TABELAS ..................................................................................................................................... 8

1. INTRODUÇÃO ................................................................................................................................... 11

1.1. RELEVÂNCIA/ JUSTIFICATIVA ........................................................................................................... 11 1.2. OBJETIVO ......................................................................................................................................... 11 1.3. ORGANIZAÇÃO DO TRABALHO .......................................................................................................... 11

2. REVISÃO BIBLIOGRÁFICA ............................................................................................................ 12

2.1. OS PRINCÍPIOS DA PROPULSÃO A JATO .............................................................................................. 13 2.2. MÉTODOS PARA A PROPULSÃO A JATO ............................................................................................. 14 2.3. CICLO DE TRABALHO ....................................................................................................................... 18 2.4. PROCEDIMENTOS BÁSICOS PARA O PROJETO DE TURBINAS A GÁS ..................................................... 20 2.5. TURBINAS A GÁS PARA PROPULSÃO DE AERONAVES ......................................................................... 22 2.6. SISTEMAS DE COMBUSTÃO ............................................................................................................... 23 2.7. TIPOS DE CÂMARA DE COMBUSTÃO ................................................................................................. 24 2.8. FATORES IMPORTANTES QUE AFETAM O PROJETO DE UMA TURBINA ................................................. 25 2.9. O PROCESSO DE COMBUSTÃO ........................................................................................................... 26 2.10. DIMENSIONAMENTO DA CÂMARA DE COMBUSTÃO ...................................................................... 26 2.11. CÂMARA DE COMBUSTÃO TIPO ANELAR ...................................................................................... 27 2.12. COMPONENTES BÁSICOS DE UMA CÂMARA DE COMBUSTÃO ......................................................... 27 2.13. REQUISITOS DE PERFORMANCE .................................................................................................... 28 2.14. ROTORES ...................................................................................................................................... 28 2.15. CÂMARAS DE COMBUSTÃO .......................................................................................................... 30

3. METODOLOGIA ................................................................................................................................ 31

3.1. PONTOS PRINCIPAIS NO PROJETO DE CÂMARAS DE COMBUSTÃO ....................................................... 31 3.2. REQUISITOS DE FUNCIONAMENTO DOS ROTORES ............................................................................. 32 3.3. PROJETO DA CÂMARA DE COMBUSTÃO ............................................................................................ 34 3.4. DETERMINAÇÃO DA VAZÃO DE AR. .................................................................................................. 34 3.5. DETERMINAÇÃO DA MASSA DE COMBUSTÍVEL ................................................................................. 35 3.6. DETERMINAÇÃO DA MASSA DE AR DA ZONA PRIMÁRIA .................................................................... 37 3.7. DETERMINAÇÃO DA MASSA DE AR DA ZONA SECUNDÁRIA ............................................................... 37 3.8. DETERMINAÇÃO DA MASSA DE AR DA ZONA DE DILUIÇÃO ............................................................... 38 3.9. ÁREA DE REFERÊNCIA ...................................................................................................................... 38

3.9.1 Considerações aerodinâmicas ................................................................................................ 39 3.9.2 Considerações Termoquímicas ............................................................................................... 39

3.10. ESCOLHA DA ÁREA DE REFERÊNCIA E DO TUBO DE CHAMA .......................................................... 41 3.11. NÚMERO DE INJETORES PARA CÂMARAS ANULARES .................................................................... 42 3.12. COMPRIMENTO DAS ZONAS DA CÂMARA ...................................................................................... 43

3.12.1 Qualidade transversa da temperatura .................................................................................... 43 3.13. PERFIL DE TEMPERATURA DOS GASES .......................................................................................... 44

3.13.1 Zona de Recirculação ............................................................................................................. 44 3.13.2 Zona Primária ........................................................................................................................ 45 3.13.3 Zona Secundária ..................................................................................................................... 45 3.13.4 Zona de Diluição .................................................................................................................... 46

3.14. RESFRIAMENTO POR FILME DE AR FRIO ........................................................................................ 46 3.14.1 Wigglestrips ............................................................................................................................ 47 3.14.2 Stacked Ring ........................................................................................................................... 47 3.14.3 Splash Cooling Ring ............................................................................................................... 47 3.14.4 Machined Ring ........................................................................................................................ 48

3.15. RESFRIAMENTO DA PAREDE DO TUBO DE CHAMA ....................................................................... 48

3.15.1 Radiação Interna .................................................................................................................... 52 3.15.2 Radiação Externa ................................................................................................................... 53 3.15.3 Convecção Interna .................................................................................................................. 53 3.15.4 Convecção Externa ................................................................................................................. 53 3.15.5 Orifícios de distribuição do ar de resfriamento ...................................................................... 54

4. DESENVOLVIMENTO ...................................................................................................................... 57

4.1. CONFIGURAÇÃO INICIAL DA MICRO-TURBINA ................................................................................... 57 4.2. DIMENSIONAMENTO DA CÂMARA DE COMBUSTÃO .......................................................................... 57 4.3. DETERMINAÇÃO DA VAZÃO DE AR À ENTRADA DA CÂMARA ............................................................ 61 4.4. DETERMINAÇÃO DA MASSA DE COMBUSTÍVEL ................................................................................. 62 4.5. DETERMINAÇÃO DAS MASSAS PARA CADA UMA DAS ZONAS............................................................. 63 4.6. DETERMINAÇÃO DA ÁREA DE REFERÊNCIA E DO TUBO DE CHAMA .................................................... 64 4.7. NÚMERO DE INJETORES .................................................................................................................... 64 4.8. CÁLCULO DO PERFIL DE TEMPERATURA DOS GASES ......................................................................... 65 4.9. DETERMINAÇÃO DOS COMPRIMENTOS DAS ZONAS DE COMBUSTÃO.................................................. 66 4.10. CÁLCULO DAS FENDAS DE RESFRIAMENTO ................................................................................... 67 4.11. CÁLCULO DOS ORIFÍCIOS DE INJEÇÃO DE AR ................................................................................ 69

5. RESULTADOS ................................................................................................................................... 71

5.1. ELABORAÇÃO DOS DESENHOS EM CAD............................................................................................ 71

6. CONCLUSÃO ..................................................................................................................................... 73

6.1. PROPOSTA PARA TRABALHOS FUTUROS ............................................................................................ 73

7. REFERÊNCIA BIBLIOGRÁFICA ..................................................................................................... 74

APÊNDICE I .................................................................................................................................................. 76

11

1. INTRODUÇÃO

1.1. Relevância/ justificativa

Turbinas a gás representam um importante grupo moto-propulsor, principalmente

na aviação. Apresenta sobre motores alternativos uma melhor relação peso-potência e peso-

volume, por isso sua importância, em contrapartida possuem um custo mais elevado que os

motores a pistão.

1.2. Objetivo

O objetivo deste trabalho é o projeto de uma micro-turbina, com fins didáticos

(complementação dos laboratórios de Máquinas Térmicas I), dotada dos mecanismos básicos

para o seu funcionamento. Deste modo, este relatório tem como objetivo contextualizar o

estado da arte das micro-turbinas dentro de uma visão generalizada, propiciando a definição

dos parâmetros básicos para o desenvolvimento do objetivo final deste trabalho, ou seja,

através de uma analise crítica espera-se obter um direcionamento da configuração básica da

micro-turbina, para que esta, não somente seja capaz de demonstrar os princípios básicos,

para o funcionamento de um motor a jato, mas tenha um baixo custo.

1.3. Organização do trabalho

Este trabalho encontra-se organizado da seguinte forma. Composto por uma

revisão bibliográfica, que transcorre um pouco sobre a história dos motores de reação e os

princípios básicos de seu funcionamento, uma analise sobre o estado da arte das micro-

turbinas e uma discussão e definição da configuração do sistema a ser desenvolvido ao longo

desse trabalho.

Definida a configuração básica do projeto será discutido no capítulo 3, todo o

equacionamento para a definição da geometria dos componentes a serem projetados.

Trataremos também da definição de conceitos importantes para o projeto e metodologia

básica para o projeto de câmaras de combustão.

No capítulo 5 temos a apresentação dos resultados obtidos pelo trabalho através

da aplicação dos procedimentos expostos durante o desenvolvimento da metodologia de

trabalho e por fim temos o capítulo 6 onde apresentamos a conclusão do estudo apresentado

neste relatório e sugestões para trabalhos futuros.

12

2. REVISÃO BIBLIOGRÁFICA

O desenvolvimento das turbinas a gás, como um sistema de propulsão para

aeronaves, ocorreu de maneira tão rápida que se torna consideravelmente difícil acreditar que

por volta de 1950, poucas pessoas tivessem ouvido falar sobre esse tipo de motor. A

possibilidade de usar o “jato”, como meio de propulsão, sempre despertou o interesse de

projetistas da área aeroespacial, porém a baixa velocidade das primeiras aeronaves, e os

motores a pistão, que não conseguiriam produzir um fluxo de ar à alta velocidade, requeridas

por este tipo de motor, constituíam um empecilho para o uso do “jato”.

De acordo com Rolls-Royce (1996), o engenheiro francês, René Lorin, que

patenteou o primeiro sistema de propulsão a jato (Figura 2.1), na época o sistema não pode ser

fabricado ou colocado em uso, devido à baixa resistência ao calor dos materiais, que não

haviam alcançado o desenvolvimento necessário. Outro fator seria a baixa eficiência do

sistema para a baixa velocidade dos aviões da época. Entretanto os motores tipo estatojato

(ramjet) atuais são muito similares ao conceito de Lorin.

Figura 2.1. Motor a jato de Lorin.

Fonte: ROLLS-ROYCE, 1996 p. 1

Em 1930, Frank Whittle patenteou o que viria a ser a base para os atuais modelos

de turbina a gás (Figura 2.2).

13

Figura 2.2. Motor a jato tipo Whittle.


2.1. Os princípios da propulsão a jato

O sistema de propulsão a jato é uma aplicação prática da terceira lei de Newton,

“para cada força aplicada em um corpo, há uma reação igual e oposta”. Para um sistema de

propulsão aeronáutico, o “corpo” em questão seria o ar atmosférico, que é acelerado ao passar

pelo motor da aeronave. A força requerida para promover esta aceleração tem um efeito igual

na direção oposta atuando sobre a aeronave, (ROLLS-ROYCE, 1996).

Segundo Rolls-Royce (1996), um motor a jato produz empuxo de maneira

semelhante ao conjunto motor/hélice. Ambos impulsionam a aeronave forçando uma

determinada quantidade de ar a se deslocar da parte anterior para a posterior do grupo moto

propulsor, um sob a forma de uma grande quantidade de ar sob uma velocidade

comparativamente baixa, e o outro sob a forma de um jato de gás à alta velocidade.

O mesmo principio de reação tem sido aplicado de muitas maneiras. De acordo

com Carvalho (2006), um dos exemplos mais antigos que se tem registrado na história, data

do inicio da era Cristã. Trata-se da eolípila de Hero, o aparelho era capaz de transforma a

energia de pressão do vapor em energia mecânica. Outra aplicação da força de reação para

gerar movimento é o regador automático de jardim, onde o jato de água é usado para gerar o

movimento do aparato, conforme Figura 2.3.

14

Figura 2.3. Eolípila de Hero e regador automático de jardim.


Para Carvalho (2006) motor a jato é um aparato projetado para acelerar um fluxo

de ar ou gás, e expeli-lo a alta velocidade. Obviamente existem diversas maneiras de se fazê-

lo, porém qualquer que seja o método, a resultante ou o empuxo exercido sobre o motor é

proporcional a massa ou ao peso de fluido expelido pelo motor e a aceleração empregada para

fazê-lo. Em outras palavras um mesmo empuxo pode ser obtido conferindo a uma grande

massa de ar uma pequena velocidade ou uma grande velocidade a uma pequena massa de ar.

2.2. Métodos para a Propulsão a Jato

Segundo Carvalho (2006) o estatojato (Figura 2.4), inicialmente conhecido como

“stato-reato”, posteriormente recebeu o nome de “reaccion por pression dinâmica”, nos

Estados Unidos recebeu outras denominações como ram-jet e ATHODYD (sigla para Aero

Thermodynamics Duct) funcionam sem a movimentação de qualquer componente no seu

interior. O empuxo resulta da expansão dos gases de escape originados a partir da combustão

da mistura ar/combustível. Composto basicamente de um duto divergente na entrada, câmara

de combustão e um duto convergente ou convergente-divergente à saída. Este tipo de motor

não funciona quando estacionário é necessário que uma fonte externa movimente o conjunto

para frente, e o ar de entrada possa então converter a energia cinética em energia de pressão

através do duto divergente, Rolls-Royce (1996). O estatojato é usado geralmente como

motores de mísseis, não sendo usado para aeronaves, pois requer que esta já esteja em

movimento para que possa produzir o empuxo.

15

Figura 2.4. Motor tipo estatojato.


Como descrito em Rolls-Royce (1996), o motor-foguete (Figura 2.5) usa o mesmo

principio do estatojato com a principal diferença deste tipo de motor não utilizar o ar

atmosférico como fluído propulsor. Ao invés disso este tipo de motor gera seu próprio fluido

propulsor através da queima de combustível e oxigênio, transportados dentro própria

aeronave, possibilitando assim operações fora da órbita terrestre. Tal sistema só pode ser

usado por um período curto de tempo.

Figura 2.5. Motor-foguete.


16

Para Rolls-Royce (1996), o uso da turbina a gás como propulsor a jato, tem como

vantagem sobre os motores-foguete e os ATHODYD, a introdução de um turbo-compressor

que propicia o empuxo a aeronave mesmo a baixa velocidade. Os Motores a jato, ou turbo-

jato são constituídos por dois componentes rotativos, o compressor e a turbina, e uma ou mais

câmaras de combustão. Através deste sistema o ar atmosférico é comprimido no compressor e

aquecido pela queima dos gases na câmara de combustão, o efeito combinado destes dois

processos aumenta a pressão do fluido que se expande na turbina. A exaustão do gás ocorre a

velocidades por volta de 626m/s (1400mi/h). Ao passar pela turbina parte da energia de

pressão fornecida ao gás é transformada em trabalho no eixo da turbina que é transmitido ao

compressor. Embora relativamente simples o arranjo mecânico esta simplicidade não se aplica

as questões termo-aerodinâmicas, que resultam em complexos problemas de engenharia,

como elevada temperatura de trabalho dos gases na câmara de combustão e turbina, o fluxo de

ar através das pás de turbina e do compressor e o projeto do duto de exaustão que formará o

jato propulsor.

Em aeronaves com velocidades abaixo de aproximadamente 201m/s (450mi/h)

motores de jato puro tem baixa eficiência propulsiva comparado como os motores por

propulsão a hélice, entretanto a eficiência da hélice decresce rapidamente com velocidades

acima de 156m/s (350mi/h) conforme a Figura 2.6, devido à alta velocidade na ponta da

hélice gerando distúrbios no fluxo de ar, (ROLLS-ROYCE, 1996). Estas características desses

dois motores levaram ao desenvolvimento de um motor de propulsão a jato que operasse em

velocidades medias pela combinação de um motor de turbina a gás com uma hélice. As

vantagens do arranjo turbina/hélice, ou turbo-hélice, puderam ser posteriormente estendidas

pela concepção de motores by-pass, fan ducts e propfan, conforme Carvalho (2006). Tais

motores trabalham com um fluxo de ar maior e velocidades menores quando comparados com

os motores turbo-jato.

17

Figura 2.6. Comparativo de eficiência de propulsão.


Para Rolls-Royce (1996), os motores a jato tipo turbo/ram (Figura 2.7) combinam

um motor turbo-jato (usado para velocidades até Mach 3) com um motor tipo estatojato, que

possui uma boa performance à elevados números de Mach. O motor fica envolvido por um

duto, que possui bocais de entrada e saída de diâmetro variável. Durante a decolagem o motor

funciona como um turbo-jato comum e pós-combustor ligado. Em vôo até Mach 3 o pós-

combustor permanece desligado, para números de Mach acima de 3, o turbo jato é desligado,

o fluxo de ar é desviado diretamente para o pós-combustor, que passa a funcionar como a

câmara de combustão de um estatojato (ramjet). Este é o tipo de grupo moto-propulsor para

aeronaves que necessitem desenvolver e manter velocidades altíssimas.

Figura 2.7. Motor a jato tipo turbo/ram.


O turbo-foguete pode ser considerado um caso especial do turbo/ram sendo a

diferença principal o fato deste tipo de motor carregar o próprio oxigênio para a combustão.

Embora este motor seja mais leve que o turbo/ram tem um alto consumo de combustível, o

que o torna seu uso mais apropriado em aeronaves tipo interceptadores ou lançamentos

18

espaciais que requerem altas velocidades, em altitudes elevadas, com plano de vôo puramente

acelerativo, durante um curto período de tempo.

2.3. Ciclo de Trabalho

O ciclo de trabalho de uma turbina a gás, conforme apresentado em Rolls-Royce

(1996), é semelhante ao de um motor a pistão de quatro tempos (Figura 2.8). Ambos os ciclos

possuem quatro estágios: admissão, compressão, combustão e exaustão, entretanto em um

motor a pistão este ciclo ocorre de maneira intermitente e em uma turbina a gás ocorre

continuamente. Outra diferença, a combustão em uma turbina a gás ocorre à pressão

constante, enquanto no motor pistão acontece a volume constante. Dos quatro tempos de um

motor a pistão, somente um destes é usado para gerar trabalho no eixo. Uma turbina a gás

elimina estes três tempos adicionais, permitindo que uma maior quantidade de combustível

seja queimada por unidade de tempo, consequentemente uma potência maior será

desenvolvida para um determinado tamanho de motor.

Figura 2.8. Comparação entre o ciclo de trabalho de um motor a jato e um a pistão.


A combustão de uma turbina a gás ocorre de modo contínuo devido a câmara de

combustão não ser um espaço fechado, como a de um motor a pistão, esta ocorre com um

aumento do volume dos gases, e a pressão se mantém constante ao longo do processo (ciclo

ideal), diferente de um motor a pistão, em que as flutuações e picos na pressão, fazem

necessário com que o cilindro possua uma robustez e use combustível de alta octanagem,

19

diferentemente da turbina que possui uma câmara de combustão de fabricação leve e

combustível de baixa octanagem, (ROLLS-ROYCE,1996).

O diagrama pressão-volume (Figura 2.9) apresentado na figura representa o ciclo

de trabalho de um motor a turbina a gás, conforme descrito em Rolls-Royce (1996). O ponto

A representa o ar a pressão atmosférica, que é comprimido ao longo da curva AB. De B a C, o

calor é adicionado ao sistema, pela queima do combustível a pressão constante, com um

considerável aumento no volume do ar. A perda de carga na câmara de combustão é

considerada pela queda na pressão de B para C. Ao longo da curva CD, os gases da

combustão são expandidos na turbina e bocal de exaustão de volta para a atmosfera. Durante a

expansão parte da energia dos gases é convertida em trabalho mecânico na turbina, a energia

restante é liberada na forma de um jato propulsor.

Figura 2.9. Diagrama pressão-volume do ciclo de trabalho de um motor a jato.


A Figura 2.10 mostra a variação da pressão, velocidade e temperatura do ar ao

longo de um turbo-jato.

20

Figura 2.10. Variação das propriedades ao longo de um turbo-jato.


2.4. Procedimentos básicos para o projeto de turbinas a gás

Para Boyce (2002), o primeiro grande ponto do projeto trata-se de projeto

termodinâmico. Esta etapa é composta pelos cálculos detalhados levando em consideração

fatores importantes como: eficiências esperada dos componentes propriedades variáveis do

fluido, queda de pressão, que serão considerados para a determinação da taxa de compressão e

temperatura na entrada da turbina. Embora no meio industrial estes cálculos sejam

desenvolvidos em computadores, deve-se ter em mente que estes não são matematicamente

um ponto ótimo. Por exemplo, para uma dada temperatura de entrada da turbina, um aumento

considerado na taxa de compressão, gera um aumento mínimo na eficiência térmica,

resultando em um motor demasiadamente complexo e de custo elevado. Uma vez que o

projetista tenha estabelecido parâmetros razoáveis para o projeto, ele pode então, com base na

potência especifica (unidade de potência por unidade de fluxo de massa de ar), estipular a

massa de ar necessária para determinada potência.

Segundo Cohen (1996), sabendo-se o fluxo de ar, a taxa de compressão e a

temperatura do ar de entrada da turbina, o foco de projeto passa a ser o projeto aerodinâmico

do turbo-maquinário, pelo qual podemos determinar o diâmetro anelar, as rotações e estágios

requeridos. Neste estagio do projeto, provavelmente se encontrariam as primeiras

dificuldades, pois as modificações nos quesitos aerodinâmicos influenciam os parâmetros

termodinâmicos, de modo que cada parâmetro modificado retroalimenta o sistema, gerando

uma nova configuração. A cada modificação deve-se buscar otimizar os parâmetros

estabelecidos nas especificações de projeto. O projeto aerodinâmico ainda deve levar em

conta se a fabricação de determinado componente é passível de ser construída. Por exemplo, o

21

espaço necessário entre as pás do rotor, não deve ser menor do que aquele necessário para que

as ferramentas de fresa possam usinar a peça.

O projeto mecânico somente pode ser iniciado depois que os dimensionamentos

aerotermodinâmicos já estão em estágios bem avançados. Os cálculos das tensões e vibrações

resultantes do projeto mecânico podem acarretar em mudanças no mesmo que na maioria das

vezes acabariam por prejudicar as melhorias alcançadas nos campos da aerodinâmica.

Simultaneamente ao projeto mecânico, estudos paralelos (Off-Design) são executados, estes

estudos incluem a variação nas condições ambientais, bem como uma possível redução na

potência. Sistemas de controle para o motor também são desenvolvidos juntamente com os

estudos paralelos, para garantir o funcionamento automático e seguro do motor. Para tal, se

torna necessário predizer a temperatura e pressão ao longo do motor, e escolher alguns desses

pontos como pontos de controle do sistema, (COHEN, 1996).

Uma vez que a turbina a gás tenha sido colocada em serviço haverá sempre a

demanda por modelos com maior eficiência e potência, acarretando no desenvolvimento de

motores cada vez mais otimizados. Quando um determinado motor de reação necessita de

revisão para melhoria de sua eficiência/potência o projetista deve considerar métodos como o

aumento do fluxo de ar, da temperatura do ar de entrada, da eficiência individual de cada

componente enquanto mantém o mesmo projeto básico para o motor. Um projeto bem

sucedido pode chegar a ter sua potência triplicada ao longo de seu ciclo de desenvolvimento,

(BOYCE, 2002).

Eventualmente, a tecnologia implementada em um motor se tornará ultrapassada e

não competitiva no mercado e o desenvolvimento de novas soluções se faz necessário.

A Tabela 2.1 mostra o ciclo de melhorias que a turbina Westinghouse 501, sofreu

desde sua concepção original em 1968 até o final de seu ciclo em 1993.

Tabela 2.1. Evolução da turbina Westinghouse 501.

Fonte: COHEN, 1996 p. 36

Ano 1968 1971 1973 1975 1981 1993

Potência [MW] 42 60 80 95 107 160

Eficiência Térmica [%] 27,1 29,4 30,5 31,2 33,2 35,6

Taxa de Compressão 7,5 10,5 11,2 12,6 14,0 14,6

Temp. entrada Turbina [K] 1153 1161 1266 1369 1406 1533

Fluxo de ar [kg/s] 249 337 338 354 354 435

Temp. Gás de Exaustão [º C] 474 426 486 528 531 584

No. de estágios Comp. 17 17 17 19 19 16

No. De estágios Turbina. 4 4 4 4 4 4

22

2.5. Turbinas a gás para propulsão de aeronaves

As turbinas a gás usadas na aviação diferem das turbinas usadas industrialmente

naquilo que se refere ao trabalho útil produzido não sob potência disponível no eixo, mas sim

sob a forma de empuxo.

Para Cohen (1996), o projetista de motores para aviação deve ter em mente os

diferentes requisitos exigidos deste tipo de motor, no que diz respeito as condições de

operação à que estes são submetidos, por exemplo, decolagem, aterrissagem, manobra,

cruzeiro, subida, bem como a aplicação para a qual este motor esta sendo desenvolvido

(aviação militar ou civil, longo ou curto-alcance).

Figura 2.11. Duto Propulsivo.


Considere o diagrama esquemático de um duto propulsivo mostrado na Figura

2.11. Relativamente ao motor, o ar entre pelo duto de entrada com velocidade Ca igual e na

direção oposta a velocidade da aeronave, a unidade propulsora acelera o ar e este então deixa

a turbina com velocidade Cj. Para efeitos de simplificação assumiremos por enquanto que

todo o fluxo de massa m é constante (o fluxo de combustível é desprezado) assim o empuxo

líquido F devido à variação da quantidade de movimento é

( ) (2.1)

m.Cj e chamado de empuxo bruto e m.Ca arrasto da quantidade de movimento na

entrada. Quando os gases de exaustão não se expandem completamente para pa no duto

propulsivo, a pressão pj na seção de saída será maior do que pa haverá então um aumento na

pressão de empuxo na área de saída Aj igual a ( ), (COHEN, 1996). O empuxo

líquido pode ser escrito da seguinte maneira.

( ) ( ) (2.2)

23

A eficiência propulsiva pode ser definida como a razão entre a energia propulsiva

útil (F.Ca) e a soma da energia e da energia cinética não utilizada no jato propulsivo. A

energia cinética pode ser dada por ( )

⁄ . Então.

( )

[ ( ) ( )

⁄ ]

( ⁄ ) (2.3)

também chamado de Froude efficiency. Note que esta não é a eficiência total,

por que não leva em conta a entalpia não utilizada no jato propulsor. De acordo com Cohen

(1996) das equações (2.1) e Erro! Fonte de referência não encontrada. fica evidente que

F e máximo quando , ou seja, sob condições estáticas, porém é zero.

é máximo quando ⁄ mas então o empuxo seria zero.

A eficiência de propulsão, de acordo com Cohen (1996), é medida pela efetividade

com que o duto propulsivo está sendo utilizada para promover o empuxo da

aeronave, não se tratando porém da eficiência na conversão de energia que é

representada pelo símbolo A taxa de energia fornecida no combustível expressa

por onde é o fluxo de massa do combustível. Isto é convertido

potencialmente em energia cinética útil para propulsão ( )

⁄ , que

juntamente com a entalpia não utilizada no jato ( ) é então definido

( )

⁄

(2.4)

A eficiência total é a razão entre o trabalho útil para vencer o arrasto gerado

pela energia fornecida pelo combustível.

( )

(2.5)

Ou

(2.6)

2.6. Sistemas de Combustão

O projeto do sistema de combustão de uma turbina a gás é um processo complexo

de dinâmica dos fluídos, combustão e projeto mecânico. Por muitos anos o sistema de

combustão esteve muito menos propício a um approach teórico do que qualquer outro

componente das turbinas a gás, e qualquer desenvolvimento tecnológico era fruto de tentativa

24

e erro. Com o aumento do ciclo de temperaturas das modernas turbinas a gás o

desenvolvimento de programas era inevitável. Rapidamente então se aumentou o uso da

dinâmica dos fluidos computacional (Computational Fluids Dynamics – CFD) nos últimos

anos teve um grande impacto sobre os projetos, aumentando enormemente o entendimento

sobre o complexo fluxo e claro reduzindo a também os “chutes” baseados em tentativa e erro,

(COHEN, 1996).

2.7. Tipos de Câmara de Combustão

Combustão em uma turbina a gás normal, ciclo aberto, é um processo continuo no

qual o combustível e queimado juntamente com o ar fornecido pelo compressor; uma centelha

elétrica é necessária somente para a combustão inicial, a partir de então o processo deve ser

auto-sustentável. O projetista ao escolher a configuração do sistema de combustão deve

considerar os diferentes requerimentos de uma aeronave, com respeito ao peso, volume, área

frontal pode resultar em uma larga variedade de soluções. Nos últimos anos as restrições as

emissões de óxidos de nitrogênio (NOx) tem tido um grande impacto sobre o projeto de

câmaras de combustão, (BOYCE, 2002).

Os mais recentes motores de avião fazem o uso de combustores tubulares como

mostrado na Figura 2.12, na qual o ar que deixa o compressor é dividido em diversos

correntes, cada uma alimentando uma câmara de combustão distinta. Muito usado em motores

com compressor axial. Estas câmaras são montadas em torno do eixo conectando o

compressor à turbina, cada câmara possui seu próprio sistema de injeção de combustível

alimentado por uma linha de fornecimento comum. Este tipo de combustor, entretanto não é

muito desejável em motores aeronáuticos em termos de peso, volume e área frontal,

(COHEN, 1996).

25

Figura 2.12. Câmara de combustão tipo anelar.


Câmaras de combustão separadas, ainda são largamente utilizadas em motores

industriais, porém projetos recentes fazem uso do sistema tubo-anelar, onde tubos individuais

são uniformemente espaçados em torno de um espaçador anelar.

A configuração ideal, para Cohen (1996), em termos de dimensões compactas é o

anelar, no qual é feito uma utilização total do espaço disponível. Entretanto sistemas anelares

apresentam algumas desvantagens, levaram ao desenvolvimento dos combustores tubo-anelar.

Embora um grande número de injetores de combustível possa ser usado, é mais difícil uma

distribuição balanceada combustível/ar e uma distribuição balanceada da temperatura de

saída..

2.8. Fatores importantes que afetam o projeto de uma turbina

Ao longo de cinco décadas os fatores básicos para o projeto de sistemas de

combustão de turbinas a gás não mudaram muito, embora recentemente novos requerimentos

tenham evoluído, segundo Cohen (1996) são eles:

A temperatura dos gases depois da combustão deve ser comparativamente baixa para

satisfazer as tensões limites suportada pelo material da turbina.

Ao final da câmara de combustão a distribuição de temperatura deve ser conhecida

para que as pás das turbinas não sofram de superaquecimento local.

A combustão deve se manter sob um fluxo de ar se movendo a alta velocidade na

região de 30-60m/s, e em operação estável sob uma larga faixa da relação

ar/combustível variando desde carga total ate marcha lenta.

26

A formação de depósitos de carbono deve ser evitada. Partículas pequenas carregadas

para a turbina em alta-velocidade do fluxo de gases podem causar erosão das pás e

bloquear a passagem do ar de resfriamento.

2.9. O processo de combustão

De acordo com Boyce (2002), a combustão de combustíveis líquidos envolve a

mistura de um spray fino de gotículas de combustível com ar, a vaporização de gotículas, a

quebra das moléculas de hidrocarbonetos e frações mais leves, a mistura desses

hidrocarbonetos com moléculas de oxigênio, e finalmente a reação química. Altas

temperaturas, como aquelas proporcionadas pela combustão, a uma mistura aproximadamente

estequiométrica, é necessária e todos esses processos devem ocorrer suficientemente rápidos

para uma combustão com o ar em movimento, para que seja completado em um pequeno

espaço. A combustão de combustíveis gasosos envolve menos processo, mas muito do que se

segue ainda é aplicável.

Desde que a razão ar/combustível na região da combustão é de 100:1, enquanto o

coeficiente estequiométrico é aproximadamente 15:1, primeiramente é essencial que o ar seja

introduzido em estágios, Há três estágios distintos. Por volta de 15-20% do ar é introduzido ao

redor do jato de combustível na zona primária para proporcionar altas temperaturas

necessárias para a combustão. Algo em torno de 30% do ar total fornecido através de orifícios

no tubo de chama para completar a combustão, na zona secundária. Para uma alta eficiência

de combustão essa parcela do ar deve ser injetada cuidadosamente, em pontos muito

específicos do processo, para evitar o resfriamento da chama localmente e a redução drástica

na velocidade de reação. Finalmente, na zona terciária, por onde o restante do ar é misturado

com os produtos da combustão para resfriá-los para a temperatura de entrada requerida pela

turbina. Turbulência suficiente deve ser fornecida para promover a mistura entre as massas

fria e quente de modo a obter uma distribuição de temperatura uniforme, sem pontos quentes

que acabariam por danificar a turbina, (COHEN, 1996).

2.10. Dimensionamento da Câmara de Combustão

Segundo Ribeiro, 2003, o projeto de câmaras de combustão requer o

conhecimento de diversas disciplinas como: termodinâmica, química, transferência de calor

entre outras, que devem ser usadas para encontrar soluções de engenharia que satisfaçam o

maior número de requisitos conflitantes.

27

2.11. Câmara de combustão tipo Anelar

Para Lefebvre 2003, a câmara de combustão tipo anelar, sob diversos aspectos,

pode ser considerada como o tipo ideal de câmara de combustão, pois possui um layout

aerodinamicamente limpo resultado em uma unidade mais compacta com perda de carga mais

baixa quando comparada com outros tipos de combustores. Ribeiro 2003 ainda apresenta

como vantagem a ocorrência reduzida de problemas com o resfriamento das paredes do

combustor devido a baixa razão volume/superfície, e a principal desvantagem para este tipo

de câmara seria a dificuldade no desenvolvimento de uma sistema de injeção de combustível

adequado para as mesmas devido a geometria complexa do sistema.

2.12. Componentes básicos de uma câmara de combustão

Segundo Lacava (2009) e Lefevbre (2003), basicamente uma câmara de

combustão pode ser dividida em três zonas distintas, são elas: Zona Primária, Zona

Secundária e Zona de Diluição.

Zona Primária: A função principal desta zona é ancorar a chama para todas as

condições de operação provendo tempo, turbulência e temperatura para que

essencialmente se processe uma reação de combustão completa da mistura ar-

combustível. Nesta região deve se formar uma zona de recirculação dos gases quentes

para que a mistura combustível seja continuamente ignitada e estabilizada. Em geral,

15% a 20% em volume do fluxo total de ar proveniente do compressor é introduzido

nessa região. Mistura deve estar dentro dos limites de inflamabilidade. (LACAVA,

2009)

Zona Secundária: Juntamente com a zona primária forma a zona de combustão.

Adição de cerca de 30% em volume do ar proveniente do compressor. Funciona como

uma extensão da zona primária, caso a queima completa não tenha ocorrido nesta.

Zona de Diluição: Neste estágio todo o processo de combustão já foi finalizado,

porem é necessário diluir e resfriar os gases queimados para níveis aceitáveis para o

material da turbina. A quantidade de ar disponível para a diluição é geralmente entre

20 e 40% da massa total de ar do combustor. E é introduzido no fluxo de gases

quentes através de uma ou mais fileiras de furos, que devem possuir tamanho e forma

28

adequadas para otimizar a penetração dos jatos de ar e a subsequente mistura com o

fluxo principal.

2.13. Requisitos de Performance

Ribeiro (2003) propõe que as turbinas à gás devem satisfazer à uma ampla

variedades de requisitos, tais como:

Alta eficiência de combustão – Necessária para se ter um longo período de

funcionamento.

Operação estável – O combustor deve operar nas condições delimitadas pelo projeto

sem o risco de súbito apagamento da chama.

Baixa perda de carga – É desejável se ter a maior pressão possível na tubeira, de forma

a acelerar mais os gases.

Distribuição uniforme de temperatura – A temperatura média dos gases entrando na

turbina deve ser o mais próximo possível da temperatura limite do material, de forma a

se obter máximo desempenho do motor.

Ignição fácil – Um combustor bem projetado permite ignição a baixas pressões e altas

velocidades.

Tamanho reduzido – Uma câmara de combustão grande resulta em alto arrasto e

aumento do peso do motor.

Baixa emissão de fumaça – Fumaça não é desejável no solo, e, além disso, facilita o

rastreamento de aeronaves militares.

Baixa formação de Carbono – Deposição de carbono pode bloquear a passagem de ar

ao longo do liner e aumentar excessivamente a temperatura do metal.

Livre de instabilidade acústica gerada pelo processo de combustão - A instabilidade

acústica pode levar ao súbito apagamento da chama.

2.14. Rotores

Dentro os diversos tipos de turbinas existentes no mercado um grupo muito

particular de turbinas de pequeno porte, também conhecidas como micro-turbinas, utilizadas

em aeromodelos tipo jato. Esta turbina segue o mesmo princípio básico descrito

anteriormente, sendo seu arranjo mecânico semelhante ao de uma turbina tipo turbo-jato.

Segundo Schreckling (2003), dentre as diversas concepções de uma micro-turbina

podemos destacar dois tipos, caracterizados basicamente pelo método construtivo dos rotores

29

da turbina e do compressor, são eles: rotores de construção caseira (homemade), rotores

comerciais, este último se divide entre rotores especialmente projetados para micro-turbinas a

jato e os rotores de turbo-compressores automotivos, adaptados para essa função.

Os rotores comerciais, sejam aqueles desenvolvidos para micro turbinas ou

adaptados para esta finalidade, possuem sobre os rotores caseiros a vantagem do usarem

materiais específicos para suportarem as altas temperaturas (no caso da turbina) e precisão

geométrica na fabricação do rotor (que garante uma maior fidelidade entre os cálculos de

projeto e o comportamento do rotor em experimentos), (SCHRECKLING, 2003). No caso de

um rotor adaptado, o projeto do motor se desenvolveria em função do rotor escolhido, esta

alternativa ainda se torna mais atrativa, uma vez que esta permite a fabricação de um modelo

unitário, pois seria adquirido apenas o número de rotores necessários ao projeto, a um custo

relativamente baixo, pois, estes peças são de fabricação seriada.

Para um rotor projetado, pode-se desenvolver um projeto balanceado buscando

um ponto ótimo, por exemplo, como melhor relação peso-potência para o conjunto

motopropulsor. Entretanto, para Schreckling (2003), esta alternativa seria mais adequada para

um sistema de produção em larga escala, para o presente projeto os custos, principalmente

para a fabricação dos rotores, se torna proibitivo, inviabilizando esta alternativa.

Para um rotor de fabricação caseira segundo Schreckling (2003), não seria

possível uma comparação entre um motor a jato usando um rotor comercial e um usando um

rotor caseiro, pois a precisão aplicada ao comercial impele ao mesmo um desempenho

relativamente superior, porém Schreckling (2003) ressalta que um bom projeto pode ser

obtido através de cálculos teóricos e das considerações listadas abaixo.

As mesmas leis que regem as turbinas de grande porte também o comportamento

das turbinas de pequeno porte, porém determinadas perdas são inevitáveis, fruto da baixa

precisão da montagem, entretanto é possível calcular a máxima perda admissível.

Perdas de 20% são comuns; perdas adicionais devido ao atrito e a baixa eficiência

na vedação do conjunto são esperadas. Custo para a fabricação relativamente baixo para

turbinas de fabricação caseira.

Podemos ainda afirmar que o projeto de um rotor tipo homemade, salvo as

devidas proporções, quanto à precisão esperada, possibilitaria a construção de um sistema

otimizado, pois combina as vantagens de um rotor comercial com custo relativamente baixo.

30

2.15. Câmaras de Combustão

Schreckling (2003) destaca que para as micro-turbinas têm-se observado uma

preferência generalizada pela câmara de combustão tipo anelar, devido a sua simplicidade

construtiva. Embora pelos estudos de Cohen (1996), tenhamos observado que o projeto de

uma câmara de combustão deve considerar em seus requisitos, uma série de fatores além da

simplicidade mecânica, em função desta observação, devemos então considerar durante a fase

de projeto detalhado, atender a outros requisitos, como queda de pressão reduzida,

distribuição homogênea da temperatura na entrada da turbina e um estudo mais detalhado

sobre a posição e vazão, de cada uma das três zonas, propostas por Cohen (1996) para

distribuição do fluxo total de ar.

A Tabela 2.2 algumas características de modelos de micro-turbinas, sendo quatro

modelos da marca americana JetJoe, um modelo nacional (TS-65) e um modelo tipo

homemade, proposto por Schreckling (2003).

Tabela 2.2. Tabela comparativa entre os diversos tipos de modelos de micro-turbinas.

TS-65

turbina

brasileira

JJ-3000

modelo

JetJoe

JJ-1800

modelo

JetJoe

JJ-1400

modelo

JetJoe

J Junior

modelo

JetJoe

FD3/64

modelo

caseiro

Diâmetro externo:[mm] 112 110 110 90 55 110

Comprimento: [mm] 220 235 230 158 112 264

Peso: [g] 1000 1500 1500 850 235 1150

Consumo a máxima

potência: [ml/s] 3 7,57 - - 2,6

Empuxo máximo: [N] 39,22 133,44 88,96 62,27 17,79 24

Rotação máxima: [rpm] 90000 115000 115000 - 240000 -

Rotação em marcha

lenta: [rpm] 35000 30000 25000 - 96000 20000

Relação

peso-empuxo 0.251 0.111 0.165 0.134 0.130 0.470

Podemos perceber que apesar das dimensões relativamente parecidas próximas,

existem diferenças consideráveis no empuxo máximo desenvolvido e na faixa de rotações

destas micro-turbinas. As turbinas comercias estrangeiras (modelos JetJoe) apresentam um

relação peso-empuxo melhor que a turbina brasileira, também comercial. Todos os modelos

comerciais apresentam uma melhor relação peso-empuxo que a turbina caseira.

Todos os modelos comerciais apresentados na tabela possuem rotores projetados

especificamente para esta condição.

31

3. METODOLOGIA

3.1. Pontos principais no projeto de câmaras de combustão

Visto que o uso de rotores comerciais para o projeto de turbinas apresenta uma

seria de vantagens, focaremos nossos esforços no desenvolvimento do projeto da câmara de

combustão.

Assim em um projeto simplificado para um combustor, o projetista deve utilizar

equações empíricas para chegar às dimensões das zonas da câmara, a razão ar/combustível e

as necessidades do filme de resfriamento. Neste capítulo será descrito como se realizou o

presente projeto da câmara de combustão, sendo explicitada a metodologia utilizada e as

fórmulas e considerações sugeridas.

Os requisitos básicos que fundamentam o projeto de uma câmara de combustão

são discutidos em Lefebvre (1989), Lefebvre (2003), Tsai (2004), Ribeiro (2003) e Lacava

(2009). Neste projeto buscou-se atender o maior número possível destes requisitos, tais como

eficiência de combustão, perda de pressão na câmara, o perfil de temperatura na saída do

combustor, e dos limites de estabilidade de operação.

A eficiência de combustão é um parâmetro que deve ser analisado, pois, a

ineficiência no processo de combustão representa desperdício de combustível, além de causar

uma maior emissão de poluentes.

O perfil de temperatura na saída da câmara de combustão deve ser tal que não

ocorra superaquecimento das pás da turbina. Para que isso ocorra, e se tenha uma distribuição

uniforme de temperatura, devem-se misturar bem os gases quentes em combustão e o ar frio

das entradas secundárias por meio do aumento da turbulência na câmara.

Os limites de estabilidade da câmara de combustão dizem respeito principalmente

aos intervalos de razão ar/combustível para os quais não ocorre apagamento da chama, ou

seja, os limites de inflamabilidade do combustível selecionado.

Os principais pontos para o projeto de uma câmara de combustão podem ser

resumidos na Figura 3.1.

32

Figura 3.1. Fluxograma do projeto básico de câmaras de combustão.

3.2. Requisitos de funcionamento dos Rotores

O uso de rotores comerciais aplicados em micro-turbinas, deve ser feito

respeitando as limitações de funcionamento inerente ao projeto de cada rotor, ou seja, as

condições de operação devem ser semelhantes àquelas estipuladas pelo fabricante.

Assim, projeto da câmara de combustão deve levar em consideração os limites de

operação estipulados pelo fabricante para o funcionamento estável dos rotores da turbina e do

compressor. Boa parte dessas informações se condensa nos mapas de operação, as Figura 3.2

e Figura 3.3 apresentam respectivamente exemplos típicos de mapas do compressor e turbina.

Especificação de Projeto

•Requisitos de funcionamento dos Rotores.

•Requisitos de projeto estipulados na literatura consultado

Selecionar tipo de câmara

•Tubular

•Anelar

•Tubo-anelar

Determinar massas de ar

•Determinação das massas de ar necessárias para a combustão

•Definição das massas de ar para cada zona

•Determinação do perfil de temperatura dos gases de combustão

Determinar Áreas

•Área de referência

•Determinar o tamanho da Zona Primária

•Determinar o tamanho da Zona Secundária

•Determinar o tamanho da Zona de Diluiçao

Projeto do resfriamento

•Definição das massas de ar de resfriamento da parede da câmara de combustão

•Cálculo do perfil de temperatura das parades icom o uso fendas de resfriamento

•Definiçao da posição das fendas

Projeto dos orifício da

câmara

•Determinação da massa de ar pelos orifícios

•Determinação das área total dos furos

•Distribuição dos orificios ao longo do combustor.

33

Figura 3.2. Exemplo de um mapa de desempenho para um compressor. Fonte: RB RACING (2011)

Na Figura 3.2 a linha de Surge representa, segundo Nebra (2010),é o onde ponto

em que acontece o escoamento reverso na camada limite nas palhetas do rotor. Caso a vazão

fosse reduzida a níveis abaixo da linha de surge, poderia acontecer reversão completa do

escoamento e uma queda brusca na pressão. Do lado direito, o limite é estabelecido pela linha

de choke. Segundo RB RACING (2011), a linha de choque representa a velocidade do fluxo

de entrada do compressor atingiu a velocidade sônica, não sendo possível aumentar a vazão

além deste ponto.

Figura 3.3. Exemplo de mapa para a Turbina. Fonte: Garrett (2006)

34

3.3. Projeto da Câmara de Combustão

A metodologia utilizada para o dimensionamento da câmara de combustão foi

proposta inicialmente por Lefebvre (1983) e atualizada em Lefebvre (2003), complementada

por Lacava (2009). Consiste em primeiramente calcular a vazão de combustível necessária

para a combustão estequiométrica e determinar os pontos chaves (Pressão e Temperatura) do

ciclo de operação da micro-turbina. Em seguida com bases nas orientações do método

determinar as vazões mássicas das zonas primárias, secundárias, de diluição e a massa de ar

destinada para o resfriamento dos componentes da turbina. O próximo passo consiste em

encontrar a temperatura de cada uma das zonas bem como as dimensões básicas da câmara.

No próximo capítulo são apresentados os estudos de transferência de calor, onde são

dimensionados os furos e fendas para o resfriamento/diluição dos gases, com isso concluído a

etapa de dimensionamento da câmara.

3.4. Determinação da vazão de ar.

O ar à entrada do compressor é considerado com propriedades constantes, CNTP

(Condições Normais de Temperatura e Pressão), o que significa: , e

.

As propriedades para o ar na entrada da câmara de combustão podem ser obtidas

utilizando o mapa de desempenho do compressor, de modo que para cada um dos pontos

escolhidos no mapa é extraído a vazão mássica ( ), a taxa de compressão ( ) e

rendimento de compressão. Através destes valores é possível obter a temperatura do ar na

descarga do compressor, pela equação (3.1), demonstrado em Ribeiro (2003) e Tsai (2004).

(

)

(

)

(3.1)

De acordo com Tsai (2004), o rendimento do compressor pode ser calculado pela

equação (3.2).

(3.2)

Corrigindo a temperatura a entrada da câmara de combustão ( ) para o rendimento do

compressor tem:

(3.3)

35

De maneira análoga os pontos de operação para a turbina foram escolhidos

conforme demonstrado em Tsai (2004), assim do mapa da turbina, podemos obter a taxa de

compressão ( ) e a eficiência da turbina ( ). A temperatura , na saída da turbina, é

inicialmente estimada com o valor de ou , conforme sugerido por Tsai (2004).

Assim uma estimativa inicial para o a temperatura ao final a entrada da zona de diluição pode

ser obtida pelo método proposto por Tsai (2004), demonstrado a seguir.

(

⁄ )

(3.4)

Dado que parte da vazão mássica de ar total deve ser direcionada para

resfriamento dos mancais de rolamento, somente um percentual estará disponível para a zona

primária da câmara de combustão, logo, a vazão mássica de ar disponível na zona primária é

dada pela equação.

( ) (3.5)

O percentual deslocado para o resfriamento dos mancais é inserido novamente na

câmara de combustão pelos orifícios das zonas primária e secundária.

3.5. Determinação da massa de combustível

O combustível escolhido para esta avaliação inicial corresponde ao GLP (Gás

Liquefeito de Petróleo), cuja composição química pode ser simplificada segundo Bizzo

(2003) como uma mistura de 50% de Propano ( ) e 50% de Butano ( ), base molar.

Holman (1983) propõem que a equação (3.6) seja utilizada para representar a equação global

(um passo, uma etapa) para a mistura de combustíveis que compõe o GLP. O balanço de

massa apresentado na equação (3.6) representa a reação estequiométrica para a queima do

combustível.

(3.6)

Conforme proposto por Tsai (2004), assume-se que não haverá transferência de

calor da câmara para o meio externo, assim os produtos resultantes da combustão produziram

a temperatura máxima para uma dada temperatura dos reagentes. Dessa forma superestima-se

a temperatura dos produtos de combustão. A equação (3.7) se pode ser escrita da seguinte

forma:

36

(3.7)

Onde representa o fluxo de massa do GLP e representa o fluxo de massa do ar

que participa do processo de combustão efetivamente. Para a obtenção dos valores das

entalpias ( ) para cada uma das espécies químicas ( , , , , e )

utilizou-se a aproximação pela (3.8), conforme proposta por Yaws (1999), que fornece o valor

da entalpia para uma dada temperatura ( ). Onde as constantes para cada espécie química,

podem ser encontradas na Tabela 3.

(3.8)

Tabela 3.1. Constantes para a equação proposta por Yaws (1999) para a entalpia das espécies selecionadas.

Fonte: Yaws (1999).

Espécie química a b c d

CO2 22,26 5,58E-02 -3,50E-05 7,47E-09

H2O 32,24 1,92E-03 1,06E-05 -3,60E-09

O2 25,48 1,52E-02 -7,16E-06 1,31E-09

N2 28,9 -1,57E-03 8,08E-06 -2,87E-09

C3H8 -4,04 3,05E-01 -1,57E-04 3,17E-08

C4H10 3,96 3,72E-01 -1,83E-04 3,51E-08

Para a temperatura de chama adiabática tem-se que:

∑ ∑ (3.9)

Onde a entalpia do produto/reagente é dada por

(3.10)

Onde corresponde à entalpia de formação da espécie química em questão,

calculado pela equação (3.8), é a entalpia de uma determinada espécie avaliada a temperatura

, que representa a temperatura na saída da câmara de combustão e é a entalpia de

referência avaliada para todas as espécies na CNTP. Os valores utilizados de entalpia de

formação para cada uma das espécies é mostrado na Tabela 3.2.

37

Tabela 3.2. Entalpia de formação e peso molecular das espécies selecionadas.

Fonte: Yaws (1999).

Espécie química Peso Molar [g/mol] Entalpia de formação @ 298 K [kJ/mol]

C3H8 44,097 -104,70

C4H10 58,123 -126,80

CO2 44,01 -393,50

H2O 18,015 -241,82

Dado que e resolvendo a equação (3.7) para o fluxo de massa do

combustível obteremos:

(3.11)

3.6. Determinação da massa de ar da zona primária

Lacava (2009) recomenda que os valores de razão de equivalência para os quais a

microturbina venha a operar devem se encontrar entre os limites mínimo e máximo de

inflamabilidade, o que em outras palavras significa dizer que a razão de equivalência da

mistura ar-combustível deve estar entre os limites para o qual a mistura é inflamável. Para o

GLP estes valores variam entre 0,4% (limite inferior de inflamabilidade) e 8% (limite superior

de inflamabilidade), base de massa, conforme estudo realizado por Vivas (2010). Ou seja, a

mistura ar-combustível para o GLP é inflamável somente quando a percentagem de massa do

combustível representa de 0,4 a 8% da massa total da mistura.

A escolha da razão de equivalência da zona primária ( ) deve levar em conta as

diversas condições de operação que o motor possa vir a sofrer. Porém uma vez escolhida a

vazão mássica de ar na zona primária é dada pela equação (3.12).

(3.12)

Onde a razão de equivalência global ( ) é dada pela razão entre a massa de

ar necessária para a combustão e a massa de ar total disponível, representa a vazão

mássica de ar total e é vazão mássica de ar na zona primária.

3.7. Determinação da massa de ar da zona Secundária

Lefebvre (2003) ressalta que o processo de combustão deve ser finalizado até o

final desta zona. Lacava (2009) sugere a razão de equivalência até o final dessa zona seja

levemente pobre por volta de 0,8, para tal propõem que se utilize da seguinte equação para a

determinação da vazão mássica.

38

(3.13)

Onde o representa a situação com o menor excesso de ar, ou seja, é o

maior valor para de encontrado dentre as diversas condições operacionais analisadas,

é vazão mássica de ar na zona secundária.

3.8. Determinação da massa de ar da zona de Diluição

A zona de diluição é responsável pela diluição e resfriamento dos gases

resultantes do processo de combustão, ate limites aceitáveis para a entrada da turbina.

Usualmente, esta zona recebe além dos produtos da combustão todo o restante do ar ainda não

introduzido na câmara, conforme Lacava (2009) e Ribeiro (2003).

(3.14)

Onde é vazão mássica de ar na zona de diluição e é vazão mássica

destinada ao resfriamento das paredes tubo de chama.

3.9. Área de Referência

Segundo Lacava (2009), área de referência ( ) é definida como a máxima área

da seção transversal da carcaça sem a presença do tubo de chama e é selecionada por uma

solução de compromisso entre as limitações químicas e perda de pressão total.

Para uma câmara de combustão tipo anelar temos que a área de referência é dada

por.

( )

(3.15)

Para motores de grande porte a minimização das perdas de pressão total também é

suficiente para acomodar as reações de combustão. Para motores de menor porte como

microturbinas, as exigências para acomodação do processo de combustão muitas vezes se

sobrepõem as aerodinâmicas de minimização de perda de pressão.

Outros fatores que influenciam no tamanho da área de referência dizem respeito à

variação dos parâmetros operacionais que definem o envelope de operação da máquina, como

por exemplo, a rotação da turbina. Rotações elevadas implicam em uma vazão de ar maior, e

um maior aumento da pressão total induzida pelo compressor, estes parâmetros tendem a ser

suficientes para acomodar o processo de combustão. Contudo, para vazões menores a pressão

39

total diminui a entrada da câmara de combustão reduzindo a velocidade de reação da

combustão, aumentando a necessidade de maior volume.

3.9.1 Considerações aerodinâmicas

Lefebvre (2003) propõe que as necessidades aerodinâmicas sejam avaliadas pela

seguinte equação.

(

)

(3.16)

Onde seria a razão da perda de carga total ao longo o combustor pela

pressão total a entrada na câmara, também chamado de fator de perda de pressão total

normalmente apresentado como um valor percentual. Em geral não seu valor não considera os

efeitos de perda de carga devido ao processo de combustão. O termo também

chamado de fator de perda de pressão é de extrema importância, pois denota a resistência do

fluxo de ar introduzida entre a saída do compressor e a entrada da turbina.

Aerodinamicamente seria equivalente a um “coeficiente de arrasto”. E diferentemente do fator

de perda de carga total, que depende das condições de operação o fator de perda de carga é

uma propriedade fixa da câmara de combustão. Representa a soma de duas fontes de perda de

pressão: (1) a perda de carga no difusor e (2) a perda de carga ao longo do liner.

A Tabela 3.3 mostra valores comuns para , e

( ) ( )⁄ , para diversos tipos de câmara de combustão.

Tabela 3.3. Valores comuns para os parâmetros aerodinâmicos.

Fonte: Lefebvre (2003).

Tipo de Câmara ΔP2-3/P2 ΔP2-3/qref m2.T20.5

/P2.Aref

Tubular 0,07 37 0,0036

Tubo-anular 0,06 28 0,0039

Anular 0,06 20 0,0046

3.9.2 Considerações Termoquímicas

Para as considerações de combustão procura-se associar a eficiência de combustão

com a área de referência ( ), entretanto esta associação é feita de forma indireta, através

do parâmetro θ. Conforme proposto por Lefebvre (2003).

A Figura 3.4 mostra a eficiência de combustão em função do parâmetro .

⁄

(3.17)

40

Figura 3.4. Eficiência de combustão para combustores convencionais. Fonte: Lacava (2009).

O parâmetro também chamado de fator de correção de temperatura pode ser

avaliado conforme proposto por Lacava (2009) através da equação (3.18).

{

(3.18)

A razão de equivalência global, dada pela equação (3.19), é a razão entre as razões

de equivalência operacional ( ) e a estequiométrica ( ),

para cada condição de operação.

⁄

⁄ (3.19)

Segundo Lacava (2009) razão de equivalência da zona primária ( ) deve ser

escolhida supondo que o combustível e o ar a serem injetados nesta zona vão formar uma

41

mistura inflamável antes da ignição, logo a razão de equivalência para esta zona deve

obrigatoriamente estar dentro do envelope de mistura inflamável para os reagentes em

questão.

Utilizando-se dos cálculos termoquímicos podemos determinar os extremos de

razão de equivalência da zona primária, ou seja, podemos e devemos avaliar para cada

condição de operação da máquina os limites máximo e mínimo admissíveis para , de

forma a identificar os limites globais para a mistura.

A fim de esclarecer melhor examinemos a Tabela 3.4, que mostra um resumo

fictício para os resultados dos cálculos termoquímicos.

Tabela 3.4. Exemplo de resultados para os cálculos termoquímicos para a zona primária.

Fonte: Lacava (2009).

Condição de operação T2 [K] ΦPOBRE ΦRICO ΦGLOBAL ΦGLOBAL/ΦPOBRE ΦGLOBAL/ΦRICO

Máxima tração 814 0,344 2,31 0,347 1,01 0,15

Máxima altitude 707 0,387 2,24 0,286 0,74 0,13

Cruzeiro 1060 0,246 2,46 0,145 0,59 0,06

Idle em solo 343 0,533 2,03 0,128 0,24 0,06

Na Tabela 3.4 foram analisadas quatro condições de operação sendo elas máxima

tração, máxima altitude, cruzeiro e parada (idle) em solo. T2 representa a temperatura na

entrada da câmara de combustão, e representam respectivamente a razão de

equivalência mais rica e mais pobre para os quais a mistura ainda encontra-se dentro dos

limites de inflamabilidade do combustível, representa a razão de equivalência global

que é dada pela razão entre a massa de ar necessária para a combustão (estequiométrica) pela

massa de ar total disponível. De acordo com Lacava (2009), podemos observar que uma

vazão mássica de ar na zona primária superior a 24% do ar proveniente do compressor poder

causar a extinção da combustão quando a turbina operar em idle. Enquanto valores inferiores

a 15% podem causar a extinção da combustão quando o motor estiver operando na tração

máxima, logo uma escolha conveniente para a razão ⁄ que atenda as condições críticas

deve estar entre os valores de 0,15 e 0,24. A escolha da razão de equivalência para a zona

primária ( ) deve ser feita com muito cuidado, pois muito pobre pode gerar problemas

de instabilidade na combustão enquanto muito rico pode levar a formação de fuligem.

3.10. Escolha da área de referência e do tubo de chama

Segundo Lacava (2009), para cada uma das condições de operação haverá dois

valores para área de referência; um advindo dos cálculos aerodinâmicos e outro dos cálculos

42

termoquímicos, o projetista deve escolher o maior valor encontrado, visto que este propiciará

a menor velocidade e consequentemente a menor perda de carga, um volume maior induz

também um maior tempo de residência na zona primária.

Uma vez escolhida à área de referência ( ) pode-se determinar a área do tubo

de chama ( ), que corresponde a área da seção transversal onde se desenvolverá as reações

de combustão. A relação entre e a é dada pela simples equação (3.20), conforme

proposto por Lacava (2009).

(3.20)

A Figura 3.5 mostra a representação das dimensões características para cada um

dos tipos de câmara de combustão. Assim representa o diâmetro do tubo de chama, é

o diâmetro de representativo da área de referência, é o diâmetro interno na câmara de

combustão tipo anular.

Figura 3.5. Representação das dimensões características de cada tipo de câmara de combustão.

Fonte: Lacava (2009).

3.11. Número de injetores para câmaras anulares

De acordo com Lacava (2009), para o cálculo do número de injetores necessários

em uma câmara de combustão tipo anular, partimos da premissa, que a abrangência da chama

corresponde aos limites impostos por pelo diâmetro do tubo de chama e o comprimento do

jato de ar entre os injetores a distância obtida pelo , dessa forma pode-se obter o número

de injetores necessários aplicando-se a equação (3.21).

( )

(3.21)

Onde representa o número de injetores necessários em uma câmara de

combustão anular.

43

3.12. Comprimento das zonas da câmara

Os comprimentos da zona primária ( ) e secundária ( ), segundo Lacava

(2009), podem ser obtidos pelas equações (3.22) e (3.23), respectivamente.

⁄ (3.22)

⁄ (3.23)

O comprimento da zona de diluição ( ) é função de do parâmetro “Qualidade

Transversal de Temperatura” ( ) e do fator de perda de pressão ( ). O fator de

queda de pressão foi definido anteriormente no item 3.9.1. O parâmetro é expresso pela

equação (3.24).

3.12.1 Qualidade transversa da temperatura

Um dos desafios mais importantes, e ao mesmo tempo um dos problemas mais

difíceis em um projeto de uma câmara de combustão, consiste em alcançar uma distribuição

de temperatura satisfatória e consistente dos efluentes gasosos descarregados à entrada da

turbina. No passado, a geometria da zona de diluição foi determinada utilizando métodos de

tentativa-e-erro, para que se pudesse obter um padrão aceitável.

(3.24)

Onde é a temperatura máxima registrada, é a temperatura a entrada da câmara de

combustão e é a temperatura média na saída.

Usualmente o intervalo para esta entre 0,05 e 0,30 e deve ser escolhido pelo

projetista, embora para turbinas a gás aeronáuticas estes valores estejam próximos de 0,25 e

turbinas para uso industrial 0,10, segundo Lacava (2009).

De maneira geral o aumento de implica em uma diminuição do comprimento

de Diluição e consequentemente em uma menor diluição dos gases. Quanto menor o fator de

perda de pressão ( ), para uma dada pressão total, maior é a velocidade no tubo de

chama, o que por sua vez implica em um menor tempo de residência na zona de diluição,

sendo então, necessário um aumento no comprimento da zona de diluição.

O comprimento da zona de diluição pode ser avaliado pela equação (3.25).

(3.25)

44

Comprimento total da câmara de combustão ( ) é definido como o

comprimento desde a saída do injetor até o final da zona de diluição é dado por:

(3.26)

3.13. Perfil de temperatura dos gases

O escoamento dos gases ao longo da câmara de combustão é extremamente

complexo, sendo necessário um cálculo computacional apurado para determinar o perfil de

temperatura de forma precisa, entretanto tal procedimento exigiria uma geometria para a

câmara de combustão definida.

Dado que o perfil de temperatura dos gases ao longo da câmara é necessário para

a alocação dos furos de entrada de ar e resfriamento da parede da câmara, e não dispomos de

informações suficientes sobre o posicionamento destes orifícios, um cálculo unidimensional

aproximado fornece um indicativo sobre as regiões mais quentes na câmara e com isso

podemos posicionar as fendas de resfriamento.

3.13.1 Zona de Recirculação

A zona de recirculação é a região da zona primária onde ocorre um fluxo reverso

dos gases, de modo que a recirculação dos gases nesta zona contribui para uma maior

estabilidade da combustão, melhora na performance de ignição e diminui a instabilidade no

fluxo de gases que podem vir a originar a problemas de ruídos e pulsação na combustão.

A temperatura de entrada nesta zona é a temperatura de entrada na zona de

combustão ( ). É assumido um aumento linear entre a temperatura de entrada na face do

injetor de combustível e a saída da zona de recirculação, assim a temperatura de saída, pode

ser estimada pela equação (3.27).

(3.27)

Onde é a temperatura mais elevada na zona de recirculação, é a

temperatura na entrada na câmara de combustão, representa a eficiência da zona de

recirculação, obtida pela equação (3.28) e é o aumento de temperatura, obtido a partir

dos cálculos termoquímicos para diferentes condições de entrada e ϕ igual a 1.

[ ] (3.28)

Uma vez que somente algumas partes da zona de recirculação atingem o valor de

temperatura expresso por , um valor de temperatura média representaria melhor a

45

temperatura à saída da zona de recirculação. A temperatura média da zona de recirculação

( ) é dada pela equação:

(3.29)

3.13.2 Zona Primária

A eficiência da zona primária ( ) é dada pela equação (3.30) e o aumento de

temperatura ( ) é obtido pelos cálculos termoquímicos a partir do valor de temperatura de

entrada da câmara de combustão e a razão de equivalência da zona primária (ϕZP). A

temperatura na saída da zona primária é dada pela equação (3.31).

[ ] (3.30)

(3.31)

3.13.3 Zona Secundária

A temperatura à entrada da zona secundária é igual a , equação (3.33). A

temperatura de saída dos gases na zona secundária ( ), é calculada de forma análoga

aos cálculos anteriores, porem a eficiência na zona secundária é calculada pela equação

(3.32), para misturas pobres.

( ( ⁄ )) (3.32)

(3.33)

Onde , aumento de temperatura na zona secundária pode ser obtido pelos

cálculos termoquímicos, considerando as condições à entrada da câmara de combustão e a

razão de equivalência da zona secundária (ϕZS).

O parâmetro incorpora a influência da perda de pressão total ao longo da

câmara na eficiência de combustão e é dado pela equação (3.34).

(

) (3.34)

O parâmetro chamado “carga cinética do combustível”, dado pela equação

(3.35).

(

) (

)

(3.35)

46

Onde é a ordem da reação, sendo igual a 1 para e igual a para

, e o volume da zona primária da câmara.

3.13.4 Zona de Diluição

Para a zona de diluição pode-se assumir que ao seu final a temperatura de projeto,

, ou calcula-se a temperatura se saída da câmara da mesma forma que para a zona

secundária, conforme sugerido por Lacava (2009). Um processo interativo pode ser utilizado

para a determinação da temperatura ao final da câmara de combustão igualando-se o valor

estimado na equação (3.4), aos valores calculados pelo mesmo método da zona secundária.

Finalizadas as etapas de cálculo das temperaturas, tem-se o perfil de temperatura

ao longo da câmara para uma determinada condição, Lacava (2009). O perfil de temperatura

deve ser calculado para todas as condições crítica e deve ser utilizado como referência para o

posicionamento das fendas de refrigeração. Conforme indicado na Figura 3.6.

Figura 3.6. Perfil de temperaturas para a uma câmara de combustão e referencia para alocação dos furos. Fonte: Lacava (2009).

3.14. Resfriamento por filme de ar frio

Segundo Lefebvre (2003), o esquema de resfriamento por filme refere-se à injeção

de um fluxo de gases frios na superfície interna do tubo de chama, ou seja, entre a parede da

câmara e o fluxo de gases quentes resultantes da combustão. O filme de resfriamento

inicialmente formado é gradativamente destruído pela mistura turbulenta do fluxo de gases

quentes, então normalmente uma serie de fendas espaçadas em intervalos de 40-80 mm ao

longo do comprimento da câmara de combustão é adicionada para contornar este problema.

47

A Figura 3.7 mostra os dispositivos mais utilizados para o resfriamento por filme

são eles: wigglestrips, stacked rings, splash-cooling rings e machined rings.

Figura 3.7. Dispositivos para o filme de resfriamento: (a) wigglestrip, (b) stacked ring, (c) splash-cooling ring, (d)

machined ring. Fonte: Lefebvre (2003).

3.14.1 Wigglestrips

Para Lefebvre (2003) em alguns combustores, a queda da pressão estática ao

longo do liner é muito baixa para propiciar um filme de resfriamento desejado. Nestes casos

um recurso utilizado é o uso de dispositivos que aproveitem a queda da pressão total ao longo

do combustor, como o wigglestrip, Figura 3.7(a). A principal vantagem deste tipo de

dispositivo é a garantia do fornecimento da quantidade de ar necessária para o filme de

resfriamento, independente da queda de pressão estática ao longo do tubo de chama. A

desvantagem é a aerodinâmica ineficiente do filme de resfriamento, que permite que o fluxo

de gases quentes rompa o filme.

3.14.2 Stacked Ring

Stacked ring Figura 3.7(b) é um dispositivo que também utiliza a pressão total

para gerar o filme de resfriamento. Embora forneça uma forma de construção menos rígida

que a solução wigglestripes, o fato dos orifícios de admissão do ar serem perfurados ou

conformados na parede do tubo de chama, logo, uma precisão dimensional maior, resulta em

uma menor variação na taxa de ar de resfriamento, conforme descrito em Lefebvre (2003).

3.14.3 Splash Cooling Ring

Segundo Lefebvre (2003) este dispositivo utiliza somente a queda de pressão

estática como força motora para a injeção do filme de ar de resfriamento. O ar de resfriamento

48

é fornecido através de uma série de pequenos orifícios e direcionados ao longo da superfície

interna do tubo de chama através de defletores rebitados ou soldados na superfície interna,

como pode ser observado na Figura 3.7(c).

3.14.4 Machined Ring

De acordo com Lefebvre (2003) uma das preocupações envolvendo o dispositivo

de resfriamento conhecido como stacked ring é a qualidade da solda onde os anéis que

compõe a câmara são conectados. A condução de calor por esta junta é essencial para o

resfriamento das paredes da câmara de combustão, e os vazios no preenchimento da solda

podem originar pontos de superaquecimento. Este problema não acontece no machined ring,

pois, este dispositivo é feito de uma peça inteira (Figura 3.7(d)). Os furos para a injeção do ar

de resfriamento são usinados para aproveitar a pressão total de admissão ou ainda a diferença

de pressão estática, podendo também ser uma combinação dos dois.

3.15. Resfriamento da Parede do Tubo de Chama

Lacava (2009) sugere que o projeto e avaliação do desempenho do resfriamento

da câmara envolvem a definição da altura da fenda de resfriamento ( ), da espessura , da

espessura do tubo de chama ( ), do número de fendas de resfriamento ao longo do restante

da câmara e suas posições; além do material do involucro do tubo de chama. A Figura 3.8

mostra um esquema indicativo das dimensões , e supracitadas.

Figura 3.8. Esquema representativo das dimensões a serem definidas no projeto do resfriamento das paredes do

tubo de chama. Fonte: Lacava (2009).

A área para a saída do escoamento de resfriamento ( ) para câmaras tipo

anular é dada pela equação (3.36).

(3.36)

Onde é o diâmetro anular determinado pelas equações (3.57), (3.58) e (3.59)

dependendo do tipo de câmara de combustão.

49

Vazão pela fenda ( ) é calculada pela equação (3.37) e a vazão mássica pela

área anular ( ) pode ser assumida como massa ar total disponível na entrada da câmara

( ) menos a metade da vazão da zona primária, pois, aproximadamente metade da massa de

ar destinada a essa zona deve ser injetada próxima aos injetores, segundo Lacava (2009).

(3.37)

(3.38)

Segundo Ribeiro (2003) e Lacava (2009), para se avaliar o resfriamento da fenda

está adequado, deve-se avaliar a temperatura na parede da câmara na posição mais distante de

uma determinada fenda através dos passos seguintes.

Determina-se primeiramente o produto entre a densidade e velocidade do ar

através da área anular, pela equação (3.39) e dos gases de combustão no interior do tubo de

chama na posição da fenda, pela equação (3.40).

(3.39)

(3.40)

Onde e representam respectivamente a densidade e velocidade do ar na

área anular. e representam respectivamente a densidade e a velocidade do gases de

combustão no interior do tubo de chama na posição da fenda.

De acordo com Lacava (2009) e Ribeiro (2003), determina-se então a viscosidade

dinâmica ( ), em [kg/(m.s)], e a condutividade térmica ( ) do ar, em [W/(m.K)], através

das equações (3.41) e (3.42), respectivamente.

(

)

(3.41)

(3.42)

50

Para a viscosidade dinâmica ( ) condutividade térmica dos gases de combustão

( ), deve-se substituir, respectivamente, nas equações (3.41) e (3.42) o valor de pelo valor

de , que representa a temperatura dos gases de combustão.

A seguir, calcula-se o número de Reynolds para a fenda, pela equação (3.43).

(3.43)

Para Ribeiro (2003) podemos avaliar se a parede está sendo corretamente

resfriada, calculando as temperaturas das superfícies interna e externa do tubo de chama nas

posições mais distantes de uma determinada fenda, onde o resfriamento será deficiente. A

distância entre as fendas subsequentes pode então ser determinada para que o efeito de

resfriamento de uma fenda seja estudado no ponto mais quente da parede resfriada por ela.

Determinada a distância pode-se calcular a o número de Reynolds nessa

distância de fenda, conforme a equação (3.44) proposta por Ribeiro (2003). Então se

verifica em que zona de combustão está localizada o ponto em que se calculará a temperatura,

e assim, é possível determinar a razão ar-combustível para as zonas de combustão.

(3.44)

A efetividade do filme de resfriamento pode ser obtida pela equação (3.45)

proposta por Lacava (2009).

{

(

)

(

)

(

)

(

)

(

)

(

)

(3.45)

Onde é calculado pela equação (3.46)

(3.46)

Assim podemos calcular a temperatura do gás nas proximidades da parede,

segundo Ribeiro (2003) pela equação (3.47).

( ) (3.47)

Onde é a temperatura do gás na parede do tubo de chama.

51

Para calcular a temperatura na parede da câmara, faz-se necessário um balanço do

fluxo de calor através da parede da câmara. A Figura 3.9 mostra o esquema básico para o

processo de transferência de calor nas paredes.

Figura 3.9. Esquema básico de transferência de calor. Fonte: Lefebvre (2003).

De acordo com Lefebvre (2003), o tubo de chama pode ser considerado como um

recipiente para o fluxo de gases quentes, envolto pela carcaça, ou casing, com ar fluindo entre

o recipiente e a carcaça. O aquecimento do tubo de chama acontece principalmente pela

radiação e convecção dos gases quentes no interior do tubo, resfriado pela radiação da parede

do tubo para a carcaça e pela convecção dentro do fluxo ar na área anelar. A magnitude

relativa entre os processos de radiação e convecção são dependentes principalmente da

geometria da câmara e das condições de operação do sistema. Em condições de equilíbrio a

temperatura na parede da câmara é tal, que o fluxo de calor interno e externo é igual para

qualquer ponto. A perda de calor por condução ao longo da parede do tubo de chama é

pequena quando comparada com os demais processos, e geralmente pode ser desprezada.

O modelo de transferência de calor mostrado na Figura 3.9 contempla apenas a

variação axial nas propriedades. Segundo Lefebvre (2003), todas as propriedades são

assumidas como constantes ao longo da circunferência em qualquer posição axial ao longo da

câmara.

Conforme descrito em Lefebvre (2003), em regime permanente a taxa de

transferência de calor que entra em um elemento da parede deve ser balanceada pela taxa de

52

transferência de calor que sai. Então, para um elemento, cuja área da superfície interna é

, temos:

(3.48)

Como pode ser observado na Figura 3.9, é o calor devido a radiação, é o calor

devido a convecção e , o calor de condução ao longo das paredes do tubo de chama, pode

ser desprezado, visto que, é relativamente menor que os fluxos de calor devido a radiação e

convecção. Geralmente a espessura da parede da câmara é pequena, o que significa que

. Logo, a equação (3.48) pode ser simplificada para:

(3.49)

Onde é o calor de condução através da parede, devido ao gradiente de

temperatura na parede, logo:

(3.50)

Onde é a condutividade térmica do material da parede do tubo de chama.

3.15.1 Radiação Interna

Lefebvre (2003) propõem a equação (3.51) para avaliar o fluxo de calor por

radiação dos gases para a parede.

(

) (3.51)

Onde é a constante de Stefan-Boltzmann, que vale [ ⁄ ];

é a emissividade das paredes do tubo de chama; é a emissividade do gás à temperatura do

gás ( ), que pode ser avaliada através da equação (3.52).

[

] (3.52)

Onde é a razão combustível por ar, em massa. é o comprimento característico

do gás, que pode ser avaliado segundo Lacava (2009) pela equação (3.53), é a pressão do

gás em [kPa], é a temperatura em [K], é representa o fator de luminosidade, avaliado pela

equação (3.54) de acordo com Lefebvre (2003).

{

(3.53)

53

( ⁄ )

(3.54)

Onde ⁄ é a razão entre as massas de carbono e Hidrogênio do combustível

utilizado.

3.15.2 Radiação Externa

A transferência de calor por radiação, , da parede do tubo de chama para a

superfície externa (parede interna da carcaça) pode ser obtido pela equação (3.55), proposta

por Lefebvre (2003) e Lacava (2009).

(

) (3.55)

Onde é 0,4 para carcaças de alumínio e 0,6 para carcaças de aço.

3.15.3 Convecção Interna

Segundo Lefebvre (2003), dos quatro processos de transferência de calor que

determinam a temperatura na parede da câmara de combustão, a convecção interna é o mais

difícil de estimar com precisão. Na zona primária, os gases envolvidos do processo de

transferência de calor estão a altíssimas temperaturas e sofrendo rápidas mudanças físicas e

químicas. Incertezas relacionadas o fluxo de ar, desenvolvimento da camada limite, e a

temperatura efetiva dos gases quentes tornam a escolha de um modelo, que atenda de forma

realística ao processo, quase arbitraria. Assim na ausência de dados mais precisos é razoável,

Lacava (2009) sugere que seja utilizada a equação (3.56) para avaliar o fluxo de calor por

convecção.

{

( )

(

)

( )

(3.56)

3.15.4 Convecção Externa

Na estimativa desta componente, o número de Reynolds é agora baseado no

diâmetro hidráulico médio do ar no espaço anelar da câmara, dado por:

(3.57)

54

Que para câmaras tubulares nos dá:

(3.58)

E para câmaras anulares

(3.59)

Então Lefebvre (2003) sugere que para a transferência de calor externa, , seja

utilizada a equação (3.60).

(

)

(3.60)

Para de encontrar as temperaturas da parede interna ( ) e externa ( ) do tubo

de chama devem-se resolver as equações de fluxo de calor de forma interativa e Lacava

(2009) recomenda que essas não ultrapassem a temperatura de 1100 K ao final do filme de

resfriamento.

3.15.5 Orifícios de distribuição do ar de resfriamento

De acordo com Ribeiro (2003), primeiramente deve-se verificar a quantidade de

ar que entra pelos orifícios da zona primária e secundária a partir da diferença entre o total de

ar que entra em cada uma dessas zonas e a quantidade de ar que já entra pelos outros meios.

Assim a vazão que entrará pelos orifícios da zona primária ( ), de acordo

com Lacava (2009), corresponde à vazão total da zona primária ( ), menos a vazão das

fendas de refrigeração da zona primária ( ). Na zona secundária a vazão que será injetada

pelos orifícios ( ) corresponde a vazão total dessa zona ( ), menos as vazões das

fendas posicionadas no tubo de chama nessa região ( ) e por último na zona de diluição,

será a vazão total da câmara ( ) menos a vazão da zona primária ( ), da zona secundária

( )e das fendas de refrigeração nessa região ( ).

(3.61)

(3.62)

(3.63)

A determinação dos orifícios e sua distribuição é um processo interativo, segundo

Lacava (2009), segue os seguintes passos:

55

Determinação da razão de passagem, , que é a razão entre a vazão total que

entrará pelos orifícios de uma fileira ( ) e a vazão na área anular ( ).

(3.64)

Como estimativa inicial deve-se atribuir como coeficiente de descarga para os

orifícios ( ) o valor de 0,5.

Através da equação (3.65) deve-se estimar o somatório das áreas dos orifícios ( )

para cada fileira, sendo que o valor típico para perda de pressão localizada na

passagem do escoamento pelo orifício ( ⁄ ) é de 0,06.

(3.65)

A equação (3.66) é utilizada para o cálculo do fator de perda de pressão, ; onde

é o fator de perda de quantidade de movimento, cujo valor varia de acordo com o

tipo de orifício, sendo para canto vivo 0,8 e em caso de canto convexo 0,6.

{ √ (

)

} (3.66)

(3.67)

O coeficiente de descarga dos orifícios pode ser recuperado através da equação

(3.68).

√ (3.68)

Caso o coeficiente de descarga calculado pela equação (3.68) recuperar o valor

estimado inicialmente, encontrou-se a área de passagem pelos orifícios; caso contrário, o

processo iterativo deverá sem continuado até sua convergência.

Uma vez concluído o processo, Ribeiro (2003) propõem a equação (3.69) para o

diâmetro dos orifícios, e então se verifica se os orifícios cabem no tubo de chama, equação

(3.70).

√

(3.69)

56

(3.70)

Onde é o número de orifícios no tubo de chama. A Figura 3.10 mostra um

exemplo orifícios calculados e distribuídos ao longo de um combustor.

Figura 3.10. Exemplo de distribuição das fileiras de resfriamento em uma câmara anular. Fonte: Lacava (2009).

57

4. DESENVOLVIMENTO

Neste capítulo será apresentada a metodologia utilizada para a obtenção dos

resultados mostrados no capítulo seguinte. A partir dos procedimentos demonstrados no

capítulo anterior foi elaborada uma planilha eletrônica utilizando o software Microsoft

Excel®, com o uso de macros para automatizar o processo interativo, necessário para se

atingir as soluções das equações.

4.1. Configuração inicial da micro-turbina

Com base nos dados apresentados optou-se por uma micro-turbina, composta por

uma câmara de combustão tipo anelar, devido da simplicidade construtiva e bom

desempenho, e o uso de rotores de turbo-compressores tipo automotivos, que ainda são

considerados como uma boa alternativa em virtude dos fatores já apresentados neste relatório,

como por exemplo, a boa performance obtida pelos mesmo, quer seja pelos materiais

especialmente desenvolvidos para este finalidade ou pelo emprego de métodos de fabricação

de alta precisão.

4.2. Dimensionamento da Câmara de Combustão

Visto que para o presente projeto, a turbina e o compressor serão selecionados

a partir de rotores disponíveis comercialmente em “turbos” automotivos, concentraremos

nosso estudo no desenvolvimento de um projeto para a câmara de combustão que deverá

atender aos requisitos impostos pelos rotores e àqueles estipulados para que o projeto possa

ter um desempenho satisfatório, estipulados no item 2.13 Requisitos de Performance deste

relatório.

Os requisitos impostos pelos rotores podem ser avaliados pelos dados fornecidos

pelo fabricante, resumidas em sua maioria pelos mapas do compressor e turbina,

respectivamente Figura 4.4 e Figura 4.7. Assim, para o projeto desta câmara de combustão

buscou-se avaliar o comportamento da câmara para sete pontos distintos e assim ser possível

determinar uma geometria capaz de atender a uma gama maior de condições de operação,

para tal foi traçada uma reta que abrange desde rotações elevadas até mais baixas, conforme

mostrado na Figura 4.1.

58

Figura 4.1. Ponto de operação a serem avaliados para o projeto. Fonte: Garrett (2006)

O rotor do compressor escolhido corresponde ao modelo T04B-S3 (Figura 4.2), da

marca Garrett, de dimensões conforme Figura 4.3. O mapa do compressor fornecido pelo

fabricante pode ser observado na Figura 4.4.

Figura 4.2. Rotor do compressor utilizado no projeto modelo Garrett T04B-S3.

1

2

3

4

5

6 7

59

Figura 4.3. Dimensões básicas do rotor do compressor Garrett T04B-S3. Fonte: Garrett (2006).

Figura 4.4. Mapa do compressor TS04B-S3. Fonte: Garrett (2006).

A turbina a ser utilizada corresponde ao modelo GT-35 marca Garrett (Figura

4.5), as dimensões gerais da turbina e o mapa de operação podem ser observados

respectivamente nas Figura 4.6 e Figura 4.7.

60

Figura 4.5. Rotor da turbina utilizado no projeto modelo Garrett GT-35.

Figura 4.6. Dimensões básicas do rotor da turbina Garrett GT-35. Fonte: Garrett (2006).

Figura 4.7. Mapa para a Turbina GT-35. Fonte: Garrett (2006)

61

A Tabela 4.1 mostra um resumo dos dados extraídos dos mapas de desempenho

do compressor e turbina que servirão de dados de entrada para o inicio do projeto da câmara

de combustão.

Tabela 4.1. Resumo dos dados extraidos dos mapas de desempenho do compressor e turbina Garrett.

Ponto 1 Ponto 2 Ponto 3 Ponto 4 Ponto 5 Ponto 6 Ponto 7

Rotação [rpm] 46050 69750 84200 96600 106000 114050 120400

Compressor

⁄ 1,1 1,5 1,75 2,1 2,25 2,4 2,5

65% 73% 73% 72% 69% 65% 60%

[g/s] 56,70 113,40 160,65 196,56 245,70 264,60 274,05

Turbina

⁄ 1,1 1,5 1,75 2,1 2,25 2,4 2,5

71% 71% 71% 71% 71% 71% 71%

4.3. Determinação da vazão de ar à entrada da câmara

Utilizando os dados da Tabela 4.1 em conjunto com os procedimentos propostos

no item 3.4 deste relatório, podemos obter uma estimativa das propriedades do ar na entrada e

saída da câmara de combustão.

Assumindo o ar à entrada do compressor com as seguintes propriedades.

; ;

É estimada inicialmente a temperatura à saída da turbina em 800°C, através de um

processo interativo descrito no item 3.13.4 obtém-se o valor mostrado na Tabela 4.2,

utilizando a equações (3.1), (3.3) e (3.4).

Tabela 4.2. Propriedades para o ar à entrada e saída da câmara de combustão - estimativa inicial.

Ponto Rotação [rpm] P2 [Pa] T2 [K] T3 [K]

1 46050 111458 310,81 815,56

2 69750 151988 348,31 867,36

3 84200 177319 368,96 893,77

4 96600 212783 395,93 925,52

5 106000 227981 410,81 937,69

6 114050 243180 439,37 949,13

7 120400 253313 446,86 956,41

Os dados apresentados na Tabela 4.2, representam o resultado final do processo

interativo para as propriedades nos extremos da câmara de combustão e serão utilizados nos

cálculos para a determinação da vazão de ar necessário para a combustão estequiométrica.

Conforme dito anteriormente parte da vazão de ar disponibilizada pelo

compressor será direcionada para o resfriamento dos mancais de rolamento do eixo, para tal,

62

45% da vazão total serão utilizados nesta tarefa, ou seja, aplicando-se a equação (3.5), nos

valores de vazão calculados na Tabela 4.1, obteremos a vazão de ar disponível para a primeira

zona de combustão, mostrado na Tabela 4.3. Após o resfriamento dos mancais o ar será

novamente direcionado para as zonas de combustão seguintes (zona secundária e zona de

diluição).

Tabela 4.3. Massa de ar disponível para a zona primária de combustão.

Ponto Rotação [rpm] [g/s] [g/s]

1 46050 56,70 0,45 31,18

2 69750 113,40 0,45 62,37

3 84200 160,65 0,45 88,36

4 96600 196,56 0,45 108,11

5 106000 245,70 0,45 135,13

6 114050 264,60 0,45 145,53

7 120400 274,05 0,45 150,73

4.4. Determinação da massa de combustível

Conforme descrito anteriormente no item 3.5, assume-se que não haverá

transferência de calor da câmara para o meio externo, logo, os produtos resultantes da combustão

produziram a temperatura máxima para uma dada temperatura dos reagentes. Assim utilizaremos

o balanço estequiométrico proposto na equação (3.7) para determinar a vazão mássica de

combustível, , necessária para a combustão estequiométrica, uma vez que o ar

disponibilizado pelo compressor contém um percentual elevado de nitrogênio e somente o

oxigênio é utilizado no processo de combustão clássico, em cada condição de operação.

Resolvendo a equação (3.8) para igual ao valor inicialmente estimado na Tabela

4.2 para , obteremos para a vazão mássica para cada um dos pontos analisados, como pode

ser observado na Tabela 4.4.

Tabela 4.4. Resultados dos cálculos estequiométricos para os pontos considerados.

Ponto Rotação [rpm] [g/s] [g/s] [g/s]

1 46050 31,18 27,36 1,77

2 69750 62,37 51,30 3,31

3 84200 88,36 70,09 4,53

4 96600 108,11 83,27 5,38

5 106000 135,13 100,57 6,50

6 114050 145,53 104,76 6,77

7 120400 150,73 107,64 6,95

63

4.5. Determinação das massas para cada uma das zonas

Através dos dados obtidos na Tabela 4.4, podemos calcular a razão de

equivalência para a combustão estequiométrica ( ). Assim com base nos limites de

inflamabilidade estipulados no item 3.6 pode-se estipular para todos os pontos analisados os

limites de estabilidade da combustão. Dessa forma podemos estipular a razão de equivalência

para a zona primária, , como sendo igual a 2 e consequentemente a vazão mássica para a

zona primária pela equação (3.12). A Tabela 4.5 mostra o resumo dos resultados obtidos.

Tabela 4.5. Resumo dos resultados: Razão de equivalência global, limites de inflamabilidade do GLP e da zona

primária.

2

Ponto T2 [K]

[g/s]

1 310,81 0,109 2,419 0,877 8,068 0,363 0,439 13,678

2 348,31 0,105 2,439 0,823 7,819 0,337 0,411 25,652

3 368,96 0,103 2,439 0,793 7,681 0,325 0,397 35,043

4 395,93 0,101 2,419 0,770 7,646 0,318 0,385 41,634

5 410,81 0,099 2,472 0,744 7,492 0,301 0,372 50,285

6 439,37 0,097 2,487 0,720 7,447 0,289 0,360 52,378

7 446,86 0,096 2,491 0,714 7,442 0,287 0,357 53,820

Pela análise dos resultados da Tabela 4.5 podemos concluir para os pontos

estudados, que uma vazão mássica de ar na zona primária superior a 744%

(

) do ar proveniente do compressor pode causar a extinção da chama, devido

muito pobre gerando instabilidades na combustão, ou inferior a 36,3% (

), por causa do muito rico podendo ocasionar a formaçao de fuligem. Assim

devemos determinar as massas em cada zona de forma a garantir que para todas as condições

de operação a razão de equivalência utilizada esteja dentro dos limites de inflamabilidade do

combustível.

Conforme discutido anteriormente utiliza-se a maior razão de equivalência,

, ou seja, a situação de menor excesso de ar dentre as analisadas para se

determinar a vazão mássica para a zona secundária pela equação (3.13). Enquanto para zona

de diluição a vazão mássica é determinada pela equação (3.14). A Tabela 4.6 mostra o resumo

dos resultados obtidos.

64

Tabela 4.6. Resultado para o cálculo das massas de cada zona.

Ponto T2 [K] [g/s] [g/s] [g/s]

1 311 13,678 20,517 22,504

2 348 25,652 38,479 49,268

3 369 35,043 52,564 73,041

4 396 41,634 62,451 92,472

5 411 50,285 75,427 119,985

6 439 52,378 78,568 133,651

7 447 53,820 80,731 139,495

4.6. Determinação da área de referência e do tubo de chama

Utilizando as equações (3.16) e (3.17) podemos determinar, respectivamente, as

áreas necessárias para atender aos requisitos aerodinâmicos e termoquímicos. Os resultados

para as áreas necessárias para cada um dos requisitos podem ser observados na Tabela 4.7.

Tabela 4.7. Área de referência para os requisitos aerodinâmicos e termoquímicos.

Requisitos Aerodinâmicos Requisitos Termoquímicos

Ponto

⁄

⁄ [m²]

⁄ [m²] [m]

1 0,06 20 0,005024 7,30E+07 0,001188 0,011879 0,046432

2 0,06 20 0,005313 7,30E+07 0,001219 0,012084 0,046942

3 0,06 20 0,005461 7,30E+07 0,001231 0,012164 0,047139

4 0,06 20 0,004729 7,30E+07 0,001000 0,010575 0,043099

5 0,06 20 0,005006 7,30E+07 0,001055 0,010958 0,044098

6 0,06 20 0,004611 7,30E+07 0,000922 0,010012 0,041602

7 0,06 20 0,004419 7,30E+07 0,000867 0,009607 0,040503

Pela Tabela 4.7 pode-se concluir que os requisitos termoquímicos influenciam

mais para o projeto desta câmara de combustão, pois requerem uma maior área de referência.

Adotaremos para o projeto o maior valor encontrado o que corresponde a um valor de

igual a 0,01231 m². Para um valor de 0,035 m para o diâmetro interno ( ) da câmara temos o

diâmetro externo ( ) de 0,129 m.

Para a área do tubo de chama utilizamos a equação (3.20), assim temos igual a

0,008515 m², consequentemente igual a 0,033 m.

4.7. Número de Injetores

Para determinar o número de injetores utilizamos a equação (3.21) onde encontramos que

serão necessário 4 injetores de combustível para atender a câmara de combustão.

65

4.8. Cálculo do perfil de temperatura dos gases

Utilizando as equações (3.27), (3.28) e (3.29) podemos obter respectivamente a

temperatura máxima, a eficiência e a temperatura média da zona de recirculação a Tabela 4.8

apresenta os resultados obtidos através dos cálculos.

Tabela 4.8. Temperaturas para a Zona de Recirculação.

Ponto [Pa] [K] [K] [K] [K]

1 111458 311 2154 37% 1109,92 843,55

2 151988 348 2147 41% 1233,34 938,33

3 177319 369 2144 44% 1301,76 990,82

4 212783 396 2140 46% 1390,60 1059,05

5 227981 411 2138 48% 1435,72 1094,09

6 243180 439 2134 50% 1512,88 1155,04

7 253313 447 2133 51% 1536,95 1173,58

Para obter as temperaturas ao final da zona primária utilizamos as equações

(3.30), para o cálculo da eficiência desta zona e (3.31), para a temperatura ao final da saída da

zona primária. A Tabela 4.9 apresenta os resultados obtidos através dos cálculos.

Tabela 4.9. Temperaturas para a Zona Primária.

Ponto [Pa] [K] [K] [K]

1 111458 311 1856 59% 1397,46

2 151988 348 1841 61% 1475,99

3 177319 369 1833 63% 1519,24

4 212783 396 1822 65% 1575,16

5 227981 411 1816 66% 1603,68

6 243180 439 1805 67% 1652,89

7 253313 447 1802 68% 1667,88

As equações (3.32), (3.33) e (3.34) fornecem para a zona secundária,

respectivamente, a eficiência, a temperatura de saída, e o parâmetro . A Tabela 4.10

apresenta os resultados obtidos através dos cálculos.

Tabela 4.10. Temperaturas para a Zona Secundária.


1 111458 311 7,83E-08 0,448 64% 1790,83 1450,56

2 151988 348 1,07E-07 0,448 55% 1782,67 1323,93

3 177319 369 1,26E-07 0,448 50% 1778,38 1255,41

4 212783 396 1,25E-07 0,448 50% 1773,00 1282,82

5 227981 411 1,44E-07 0,448 46% 1770,14 1217,85

6 243180 439 1,50E-07 0,448 44% 1764,88 1217,45

7 253313 447 1,49E-07 0,448 44% 1763,55 1230,67

E finalmente para a zona de diluição repete-se o procedimento semelhante para à

zona secundária. A Tabela 4.11 mostra os resultados obtidos através dos cálculos.

66

Tabela 4.11. Temperaturas para a Zona de Diluição.


1 111458 311 7,83E-08 0,448 46% 1087,29 814,84

2 151988 348 1,07E-07 0,448 44% 1080,22 819,79

3 177319 369 1,26E-07 0,448 42% 1076,42 822,97

4 212783 396 1,25E-07 0,448 42% 1044,97 835,42

5 227981 411 1,44E-07 0,448 42% 1012,08 835,22

6 243180 439 1,50E-07 0,448 42% 978,74 848,55

7 253313 447 1,49E-07 0,448 42% 970,84 852,43

A Figura 4.8 mostra graficamente o perfil de temperatura ao longo da câmara de

combustão.

Figura 4.8. Perfil de temperatura para os gases no interior do tubo de chama em cada posição na câmara.

4.9. Determinação dos comprimentos das zonas de combustão

O comprimento das zonas de combustão primária e secundária são determinados

pelas equações (3.22) e (3.23), já para a zona de diluição depende do chamado fator de

qualidade transversal, dado pela equação (3.24). A partir desse ponto então podemos aplicar a

equação (3.25) para determinar o comprimento da zona de diluição. O comprimento total

pode então ser determinado pela equação (3.26). A mostra os resultados para os

comprimentos das de cada zona da câmara de combustão.

Tabela 4.12. Comprimento das zonas de combustão do projeto.

Comprimento da Zona Primária - 16,50 mm

Comprimento da Zona Secundária - 24,75 mm

Comprimento da Zona de Diluição - 46,00 mm

Comprimento Total da câmara - 87,25 mm

67

4.10. Cálculo das fendas de resfriamento

Utilizando os procedimentos descritos no item 3.15 podemos determinar a

temperatura na parede do tubo de chama, e dessa forma iniciar o projeto das fendas de

resfriamento. Na tabela abaixo são apresentados os dados iniciais utilizados nos cálculos e na

Tabela 4.14 os resultados para o cálculo das massas de ar de resfriamento utilizando as

equações (3.37) a (3.40).

Tabela 4.13. Dados iniciais para o cálculo das fenas de resfriamento.

0,047 m

0,028 m

0,00056 m

0,001 m

0,000164,3 m²

0,012164 m²

0,008515 m²

Tabela 4.14. Cálculo das massas de ar de resfriamento pelas fendas.

Área anelar Zona Primária Zona Secundária Zona de Diluição

[kg/s]

[kg/s]

[kg/m².s]

[kg/m².s]

[kg/m².s]

[kg/m².s]

0,0499 0,0007 4,099 1,606 2,6 2,410 0,8 2,643 1,6

0,1006 0,0014 8,268 3,013 2,7 4,519 0,9 5,786 1,4

0,1431 0,0019 11,766 4,116 2,9 6,173 0,9 8,578 1,4

0,1757 0,0024 14,448 4,890 3,0 7,334 1,0 10,860 1,3

0,2206 0,0030 18,132 5,906 3,1 8,858 1,0 14,091 1,3

0,2384 0,0032 19,599 6,151 3,2 9,227 1,1 15,696 1,2

0,2471 0,0033 20,317 6,321 3,2 9,481 1,1 16,383 1,2

Determina-se a efetividade do filme de resfriamento pela equação (3.45) e então

calcular a temperatura dos gases na proximidade da parede, equação (3.47). Considerando três

fendas de resfriamento uma em cada zona teremos o perfil de temperatura dos gases na

proximidade da parede do tubo de chama apresentado na Tabela 4.15.

68

Tabela 4.15. Perfil de temperatura para os gases próximos a parede interna dos gases com o uso das fendas de

resfriamento.

Posiçao ao longo da câmara [mm]

5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 65 70 75 80

Rotação [rpm] [K]

46050 634 311 342 311 601 736 811 856 311 343 488 549 567 568 560 546

69750 706 348 378 348 585 707 764 787 348 374 499 552 570 572 567 557

84200 746 369 398 369 576 694 741 753 369 391 506 556 573 575 572 564

96600 798 396 424 396 584 706 755 766 396 416 531 579 595 597 593 585

106000 825 411 438 411 570 690 732 735 411 420 527 573 590 593 590 584

114050 873 439 465 439 573 696 737 738 439 460 561 604 618 620 617 610

120400 887 447 472 447 575 700 742 744 447 471 571 613 628 629 626 618

A partir da equação (3.49) e através de um processo interativo determinar o perfil

de temperatura para as paredes interna e externa do tubo de chama. A Tabela 4.16 e Tabela

4.17 mostram, respectivamente, o perfil de temperatura para a parede interna e o perfil para a

parede externa para cada condição de operação analisada. Foram considerados para o cálculo

o material do tubo de chama como aço inox ( , e ) e

a carcaça da câmara é de aço.

Tabela 4.16. Perfil de temperaturas na parede interna do tubo de chama.

Posiçao ao longo da câmara

5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 65 70 75 80

Rotação

[rpm] Temperatura da parede interna - [K]

46050 435 673 919 990 999 1007 1015 1022 990 942 894 844 794 743 691 638

69750 468 715 963 1014 994 973 950 928 892 850 808 766 724 681 639 598

84200 485 734 982 1021 983 944 903 863 825 789 752 716 680 644 610 576

96600 521 782 1029 1063 1020 975 930 884 844 805 767 729 692 656 621 587

106000 531 789 1032 1056 997 938 877 816 774 743 713 683 653 625 597 571

114050 570 835 1070 1087 1021 954 886 819 777 747 719 691 664 638 612 589

120400 580 849 1084 1099 1033 965 897 829 787 757 728 699 671 644 618 594

69

Tabela 4.17. Perfil de Temperatura da parede externa do tubo de chama.

Posiçao ao longo da câmara

5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 65 70 75 80

Rotação

[rpm] Temperatura da parede externa - [K]

46050 435 673 918 989 998 1006 1014 1021 989 941 893 844 793 742 690 638

69750 468 714 962 1013 993 971 949 927 891 849 808 765 723 681 639 598

84200 485 733 981 1019 982 942 902 862 825 788 751 715 679 644 609 576

96600 520 782 1027 1062 1018 974 929 883 843 805 767 729 692 655 620 587

106000 531 788 1030 1054 995 936 876 815 774 742 712 682 653 624 597 571

114050 570 834 1068 1085 1019 952 885 817 776 747 718 691 663 637 612 588

120400 580 848 1081 1097 1031 964 896 828 786 756 727 698 670 644 618 594

Graficamente pode-se observar a distribuição das temperaturas na parede interna

pela Figura 4.9, onde notamos que a temperatura máxima na parede do tubo de chama não

ultrapassa o limite de 1100 K recomendado.

Figura 4.9. Perfil de temperatura calculado para a parede interna do tubo de chamas

4.11. Cálculo dos orifícios de injeção de ar

Para o cálculo dos orifícios de entrada de ar primeiramente utilizamos as equações

(3.61), (3.62) e (3.63) para determinar a massa de ar a ser injetada em cada zona, em seguida

calculamos a razão de passagem, equação (3.64), como poder ser verificado na Tabela 4.18.

Iniciamos o processo interativo descrito no item 3.15.5 para determinar a área total dos

orifícios de cada fileira. De maneira semelhante ao que foi efetuado para o cálculo da área de

referência será adotado o maior valor de área de orifícios encontrado dentre as diversas

condições operacionais analisadas. A Tabela 4.19 mostra o resultado do processo interativo.

70

Tabela 4.18. Vazão mássica para os orifícios e razão de passagem.

Vazão pelos orifícios Razão de passagem - β

Rotação [rpm] [kg/s] [kg/s] [kg/s] ZP ZS ZD

46050 0,006 0,020 0,022 12% 40% 44%

69750 0,011 0,037 0,048 11% 37% 48%

84200 0,016 0,051 0,071 11% 35% 50%

96600 0,018 0,060 0,090 10% 34% 51%

106000 0,022 0,072 0,117 10% 33% 53%

114050 0,023 0,075 0,130 10% 32% 55%

120400 0,024 0,077 0,136 10% 31% 55%

Tabela 4.19. Resultado final do processo interativo para a determinaçao da área dos orifícios.

Ah x 10^-6 [m²]

Rotação [rpm] ZP ZS ZD δ ZP ZS ZD ZP ZS ZD ZP ZS ZD

46050 0,63 0,63 0,63 0,8 1,97 1,97 1,97 9,95 9,95 9,95 76,31 245,61 270,19

69750 0,63 0,63 0,63 0,8 1,26 1,26 1,26 4,06 4,06 4,06 110,19 356,66 460,33

84200 0,63 0,63 0,63 0,8 1,00 1,00 1,00 2,57 2,57 2,57 132,13 429,17 602,73

96600 0,63 0,63 0,63 0,8 0,95 0,95 0,95 2,29 2,29 2,29 134,96 439,60 659,26

106000 0,63 0,63 0,63 0,8 0,79 0,79 0,79 1,61 1,61 1,61 154,18 503,99 813,96

114050 0,63 0,62 0,63 0,8 0,76 0,76 0,76 1,46 1,46 1,46 154,92 508,19 879,71

120400 0,63 0,62 0,62 0,8 0,75 0,75 0,75 1,45 1,45 1,45 153,92 505,36 889,08

As áreas demarcadas na Tabela 4.19 representam os valores utilizados na equação

(3.69) para determinar o número de orifícios de cada zona. O resultado final para o número de

furos que serão empregados no projeto podem ser conferidos na Tabela 4.20.

Tabela 4.20. Resumo do número e diâmetro dos orifícios do tubo de chama.

Número de Orifícios - [mm]

Zona Primária 48 2

Zona Secundária 18 6

Zona de Diluição 10 11

71

5. RESULTADOS

Neste capítulo apresentamos os resultados obtidos dos estudos anteriormente

apresentados.

5.1. Elaboração dos desenhos em CAD

De posse dos dados obtidos elaboramos um modelo para auxiliar da posterior

construção do projeto. Os desenhos referentes ao projeto podem ser observados no Apêndice

I.

Figura 5.1. Modelo em CAD elaborado para baseado nos cálculos apresentados neste relatório.

Na Figura 5.2 pode-se observar o esquema para o fluxo de gases do compressor

para a turbina proposto no projeto, onde a área vermelha representa a zona primária, em

amarelo a zona secundária e finalmente em laranja temos a zona de diluição. A Tabela 5.1

apresenta algumas peças modeladas em CAD resultantes deste trabalho.

Figura 5.2. Esquema do fluxo de gases proposto no projeto

Figura 5.3. Detalhe das fendas de resfriamento para a câmara de combustão

A Figura 5.3 mostra o detalhe das fendas de resfriamento no projeto proposto.

72

Tabela 5.1. Peças selecionadas do projeto modeladas em CAD

Disco difusor de ar do compressor em CAD Rotores da turbina e compressor modelados

Tampa frontal da turbina modelada Conjunto compressor e difusor de ar

Câmara de combustão modelada em CAD

Conjunto turbina distribuidor modelado Tubeira modelada

73

6. CONCLUSÃO

Este trabalho de graduação teve por objetivo o projeto de uma micro-turbina à

gás. Determinou-se a configuração básica; os rotores a serem utilizados; as condições de

operação que seriam analisadas e realizou-se o dimensionamento por meio de equações

empíricas obtidas na literatura, utilizando ferramentas computacionais.

A despeito do projeto desenvolvido, embora baseado em equações empíricas,

estas foram desenvolvidas a partir de ensaios em motores de grande porte, logo sua

aplicabilidade em projetos de microturbinas fica restrita. Somado a este fato o projeto de

motores, mais especificamente de câmaras de combustão devem ser acompanhados de ensaios

para verificar se o desempenho estimado está de acordo com o esperado.

O projeto proposto atende as necessidades básicas para o qual foi proposto, a

demonstração prática dos princípios de funcionamento de uma turbina a gás. Sob esta ótica

podemos concluir que o projeto desenvolvido atende as expectativas iniciais.

6.1. Proposta para trabalhos futuros

Este trabalho demonstrou de forma básica os passos para o desenvolvimento de

uma micro-turbina, com uma ênfase no dimensionamento de câmaras de combustão. Porém

não avalia se as estimativas assumidas durante o desenvolvimento dos cálculos condiz com a

realidade.

Dessa forma como sugestão para trabalho futuros fica o desenvolvimento de uma

bancada de ensaios para a avaliação da acuracidade das teorias proposta para turbinas de

grande porte quando aplicadas em turbinas de pequeno porte

Também poderíamos podemos sugerir o desenvolvimento de cálculos utilizando

ferramentas mais elaboradas como CFD, para comparação dos resultados com aqueles

propostos neste relatório.

E por fim o teste da turbina operando com combustíveis diferentes daquele para o

qual foi projetada, e verificação do comportamento da mesma.

74

7. REFERÊNCIA BIBLIOGRÁFICA

CARVALHO, G. S. et AL. A evolução dos motores no centenário da aviação. Revista CFOE 2006, Belo Horizonte, 2006. Disponível em: <http://www.ciaar.com.br/EM%20FOCO/2006/av-1/motores.html>. Acesso em: 7 de abril de 2009. Jet Joe. Disponível em: <http://www.jetjoe.com/main.php>. Acesso em: 15 de fevereiro de 2009. ROLLS-ROYCE. The Jet Engine. 2 ed. Derby: The Technical Publications Department, 1996. SANCHES, M. S. Turbina Brasileira. Microturbina brasileira. Disponível em: <http://www.turbina.com.br/index.htm>. Acesso em: 18 de fevereiro de 2009. SCHRECKLING, K. Gas turbine for model aircraft. 1 ed. Worcestershire: Traplet Publications, 2003. COHEN, H. Gas Turbine Theory. 4 ed.Harlow: Longman Group Limited, 1996.

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YAWS, C. L. Chemical Properties Handbook, 7ª ed. McGraw-Hill, New York, NY,

1999.

GARRET. Garrett Product Catalog, 2006.

76

APÊNDICE I

654321

87654321

D

F

E

C

B

A

D

A

B

C

E

F

1009080706050403020100mm

TAMPA DIANTEIRA 9

100,73

5171

134,73

F F

SEÇÃO J-J ESCALA 1 : 1

43,50R3

13,50

15,88

35

4

10,50

93

03Massa:

Folha:

Desenhista:

Unidade: Milímetro

Título:

de

Desenho executado comPropriedade do CEFET-MG

Orientador

Escala:

Desenhista: 2011

EDUARDO SCHIRM

THALIS PACCELI DA SILVA E SOUZA


Projetista:usando primeiro diedro

Data: 15/11/2011

1:1PLAHETAS DO DIFUSOR

DIFUSOR, TAMPA TRASEIRA, TUBEIRA E

DE MINAS GERAIS

Projeção de vistas:

CENTRO FEDERAL DE EDUCAÇÃO TECNOLÓGICA

08

DIFUSOR

3

13,50

R43,50

74

10,49

37,50°

0,50

J

J

PALHETA DIFUSOR

1 Tubeira 19 SAE 1020 46x67,28

24 Palheta Difusor 12 AISI 310 -#0,5x10x14

1 Tampa Dianteira 9 SAE

1020 134,73x48,70

1 Difusorr 3 SAE 1020 93x10,50

QTD. DENOMINAÇÃO ITEM MATERIAL DIMENSÕES OBS.

SEÇÃO F-F

14,87

130,73 22

16

5,70R10 47

R17

48,70

TUBEIRA

19

46

29,60

K

K12

10

14

0,50 x 45,00°

SEÇÃO K-K ESCALA 1 : 1

5 58,28 4

2

29,60

14,45

67,28

654321

87654321

D

F

E

C

B

A

D

A

B

C

E

F

1009080706050403020100mm

8

25,88

5

TAMPA TRASEIRA 10

79,60

134,73

59,60

100,73

B B

SEÇÃO B-B ESCALA 1 : 2

R17

R10

130,73 22

9

10,5755,602

10

27

4

11

SUPORTE DISCOS

13

104

4,12

21,88

PALHETA DO DISTRIBUIDOR

18

21

0,50 x 45,00°

DISTRIBUIDOR

ESCALA 1:1

77,63

0,50

42,27°29,60

9,59

95

A

A

SEÇÃO A-A

77,63

2,65R3

8

35

3

46

5,68

29,60

13,65

2:1

Massa:

Folha:

Desenhista:

Unidade: Milímetros

Título:

de


Orientador

Escala:

Desenhista: 2011

EDUARDO SCHIRM




Data: 15/11/2011

04

DE MINAS GERAIS



TRASEIRA E PALHETAS DO DISTRIBUIDORDISTRIBUIDOR, SUPORTE DISCOS, TAMPA

08

6 Suporte dos Discos 13 SAE

1020 25,88x8x4 -

18 Palheta Distrbuidor 11 AISI 310 #0,5X18X21 -

1 Tampa Traseira 10 SAE

1020 134,73X46 -

1 Distribuidor 4 SAE 1020 95X13,65 -


654321

87654321

D

F

E

C

B

A

D

A

B

C

E

F

1009080706050403020100mm

16.2

16.4 16.1

16.5

47,57130,07

4x 4,50

A

A

B

B

05Massa:

Folha:

Desenhista:

Unidade: Milímetro

Título:

de


Orientador

Escala:

Desenhista: 2011

EDUARDO SCHIRM




Data: 15/11/2011

1:1COMBUSTÃO CONJUNTO

CÂMAMARA DE DE MINAS GERAIS



08

1 Chapa interna Zona de Diluição 16.6 AISI 310 -

1Chapa interna Zona Primária/Secundária

16.5 AISI 310 -

1 Chapa externa Zona de Diluição 16.4 AISI 310 -

1 Chapa externa Zona Secundária 16.3 AISI 310 -

1 Chapa externa Zona Primária 16.2 AISI 310 -

1 Chapa Base 16.1 AISI 310 -


16.2

16.3

16.1

16.5

16.4

16.4

16.1

SEÇÃO A-A ESCALA 1.5 : 1

16.6

16.3

16.5

16.2

29,7141,25

1,91

0,98

25

31,03° 1

6,83

22,88

17,31

32,26

16,55

6,40°

4,50

73,06

16.6

16.5 SEÇÃO B-B ESCALA 1 : 1

16.2

16.3 16.4

16.133

1,39

6

2,91

31,53

6

0,30

16.4

16.3

16.2

16,85

76,42

19

129,84

37,493,08

130,07

654321

87654321

D

F

E

C

B

A

D

A

B

C

E

F

1009080706050403020100mm

1Chapa interna Zona Primária / Secundária

16.5 AISI 310 #0,4x58,26x157,66

1Chapa externa Zona Secundária

16.3 AISI 310 #0,4x27,53x373,96

1 Chapa externa Zona Primária 16.2 AISI 310 #0,4x33,51x368,99


CHAPA EXTERNA ZONA PRIMÁRIA: DESENVOLVIDA

16.2

368,99

10,01

33,51

1,88

16,5

2,61

8,8

5,66

8,02

17,20 36x

2

8,19 9° 9,110,92 10,016,73

5,17

CHAPA INTERNA ZONA PRIMÁRIA/SECUNDÁRIA: DESENVOLVIDA

16.5

58,26

3,73

157,66156,621,04

8,50

3,87

41,25

6,36

29,92

13,6816,30

18,75

12,95 7,680,14

06Massa:

Folha:

Desenhista:

Unidade: Milímetro

Título:

de


Orientador

Escala:

Desenhista: 2011

EDUARDO SCHIRM




Data: 15/11/2011

1:1CHAPAS DESENVOLVIAS FL 1/2

CÂMARA DE COMBUSTÃODE MINAS GERAIS



08

CHAPA EXTERNA ZONA SECUNDÁRIA: DESENVOLVIDA

16.3

41,87

373,96

20,219,18

27,53

9,32

28,090,93 9,182,53

25

9x 6

6,69

654321

87654321

D

F

E

C

B

A

D

A

B

C

E

F

1009080706050403020100mm

R585,46

R544,70

R41,45

R81,82

51,13

114,38

41,38

1Chapa interna Zona de Diluição

16.6 AISI 310 #0,4X108,94X163,50

1Chapa externa Zona de Diluição

16.4 AISI 310 #0,4X410,76X75,50

1 Chapa Base 16.1 AISI 310 #0,4X 114,38


07Massa:

Folha:

Desenhista:

Unidade: Milímetro

Título:

de


Orientador

Escala:

Desenhista: 2011

EDUARDO SCHIRM




Data: 15/11/2011

1:1CHAPAS DESENVOLVIDAS FL. 2/2

CÂMARA DE COMBUSTÃO

DE MINAS GERAIS



08

ESCALA 1:2

CHAPA EXTERNA ZONA DE DILUIÇÃO: DESENVOLVIDA

16.4

401,36

75,50

10,09

37,72

3,06

9,43

1°

9,5

9

3,21

39,57°

CHAPA INTERNA ZONA DE DILUIÇÃO: DESENVOLVIDA

16.5

7,36

218,65°

108,94

163,50

44,57

3,82

37,14

21,87°

3,24

ESCALA 1:2

CHAPA BASE: DESENVOLVIDA

16.1

4,504x

8x

6

654321

87654321

D

F

E

C

B

A

D

A

B

C

E

F

1009080706050403020100mm

08Massa:

Folha:

Desenhista:

Unidade: Milímetro

Título:

de


Orientador

Escala:

Desenhista: 2011

EDUARDO SCHIRM




Data: 15/11/2011

CARCAÇA2:3

DE MINAS GERAIS



08

410,52

86

Documents

SOUZA, T. P. S. Projeto de Uma Micro-Turbina. Monografia