Conhecimento Tecnico de Aeronaves parte 3 PDF

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UNA IPOLI – PILOTAGEM PROFISSIONAL DE AERONAVES

Conhecimentos Técnicos de Aeronaves/ Parte 3 Concorde (1965-1978)

Professor: Guilherme Lima

2018-2

UNA IPOLI – PILOTAGEM PROFISSIONAL DE AERONAVES

Conteúdo: 1. Aeronaves- histórico 2. Estruturas 3. Controles de voo 4. Trem de pouso 5. Grupo motopropulsor 6. Sistemas de alimentação de combustível 7. Sistemas de ignição 8. Sistemas elétricos 9. Sistema hidráulico 10. Sistemas de proteção contra incêndio 11. Piloto automático 12. Instrumentos de bordo 13. Hélices 14. Manutenção de aeronaves-visão geral Conhecimentos Técnicos de Aeronaves/ Professor: Guilherme Lima

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5.9- Motores a reação rotativos Princípio de funcionamento • O princípio de funcionamento dos motores à reação se baseiam na Segunda e Terceira Leis de Newton.  Segunda Lei: Força = Massa x Aceleração  Terceira Lei: A toda ação, corresponde uma reação igual, mas em sentido contário.

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Princípio de funcionamento (cont.) • O motor a reação, ao acelerar uma massa de ar para trás (2ª Lei) produz uma força para trás, e pela 3ª Lei de Newton, empurra a aeronave para frente.

TURBOJATO Gera maior aceleração a uma menor quantidade de ar.

TURBOÉLICE A hélice gera empuxo com uma pequena aceleração a uma grande quantidade de ar.

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Princípio de funcionamento (cont.) • A massa de ar é acelerada dentro do motor pelo uso de um ciclo de fluxo contínuo. • O ar, na pressão ambiente, passa pela entrada de ar, chegando ao compressor, aumentado sua pressão, temperatura e velocidade, causado pela rotação do compressor. • O ar continua à pressão constante para a seção dos queimadores, onde a sua temperatura é aumentada pela queima do combustível. combustível • Essa energia dos gases quentes é transferida pela expansão através de uma turbina que aciona o compressor. • Após a turbina, os gases continuam expandindo-se através de um tubo, projetado para descarregar os gases de escapamento à alta velocidade para produzir empuxo. • Esse ciclo é contínuo, assim, o empuxo também é contínuo, enquanto houver a queima de combustível. Conhecimentos Técnicos de Aeronaves/ Professor: Guilherme Lima

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5.9.1- Diversidade • Os diversos tipos de motor a reação rotativos são:  Turbojato  Turbofan  Turbo-hélice  Turbo-eixo  Propfan  Pós queimador (afterburner)

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5.9.1- Diversidade (cont.)

Turbojato axial

Turbofan

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Turbojato centrífugo

Turbo-hélice

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5.9.1- Diversidade (cont.)

Turbo-eixo

Propfan

Turbojato com pós-queimador (afterburner)

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5.9.2- Componentes 1. 2. 3. 4. 5. 6.

Entrada de ar Seção do compressor Seção de combustão Seção de turbina Seção de escapamento Seção de acessórios

4

4

1 5

3 2

6

2

Seção de acessórios: consiste dos sistemas necessários para partida, lubrificação, suprimento de combustível e fins auxiliares, tais como degelo, refrigeração e pressurização. Conhecimentos Técnicos de Aeronaves/ Professor: Guilherme Lima

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5.9.2- Componentes (cont.) TURBINA

SEÇÃO FRIA (Cold section) SEÇÃO QUENTE (Hot section)

COLD SECTION

Entrada de ar Compressor Câmara de combustão Turbina Escapamento

HOT SECTION

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5.9.3- Entrada de ar  A entrada de ar é projetada para conduzir o ar para o

compressor com o máximo de eficiência de operação (mínima de perda de energia).

 O fluxo de ar no compressor deve estar livre de turbulência.  Um projeto adequado contribui para o bom desempenho da aeronave, aumentando a taxa de pressão de descarga do compressor em relação l ã à pressão ã de d entrada t d do d duto. d t

 A quantidade de ar (vazão em kg/s) que entra no motor depende de três fatores:

 velocidade do compressor (rpm)  velocidade da aeronave  densidade do ar ambiente

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5.9.3- Entrada de ar (cont.)

 As entradas de ar podem ser classificadas como: 1. Entradas de ar localizadas no nariz da fuselagem. 2. Entradas de ar localizadas ao longo dos bordos de ataque das asas.

3. Entradas de ar anulares, circundando, no todo ou em parte, a fuselagem ou nacele do motor. motor

4. Entradas de ar de aspiração, as quais se projetam além da superfície imediata da fuselagem ou nacele.

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1

5.9.3- Entrada de ar (cont.)

3 F-85 Sabre

2

B-787

AM-X Conhecimentos Técnicos de Aeronaves/ Professor: Guilherme Lima

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5.9.3- Entrada de ar (cont.)

4

2

VULCAN

F-16

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5.9.4- Seção do compressor Suprir ar para a câmara de combustão na vazão, pressão e temperatura necessários para a combustão.

Finalidade

Fornecer ar de sangria para as diversas finalidades no motor e na aeronave.

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5.9.4- Seção do compressor (cont.)  A principal função da seção do compressor é suprir ar para a câmara de combustão na vazão, pressão e temperatura necessários para a combustão.

 O compressor aumenta a pressão e a temperatura da massa de ar

recebida do duto de entrada e envia para a câmara de combustão .

 Uma função secundária do compressor é suprir ar de sangria para as

diversas finalidades no motor e na aeronave, tais como partida de outros motores, pressurização, ar condicionado, sistema de degelo, etc.

 O ar de sangria pode ser tomado em qualquer um dos diversos estágios do compressor, conforme a pressão e temperatura requeridos.

 A sangria é feita através de tomadas que são pequenas aberturas na

carcaça do compressor, adjacente ao estágio do qual o ar será extraído.

 Algumas vezes, pode ser necessário resfriar esse ar de alta pressão, devido à elevada temperatura (até 450 ºC no último estágio).

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5.9.4- Seção do compressor (cont.)

• Pressurização • Aquecimento e refrigeração da cabine

Ar sangrado do compressor

• Sistema de degelo e anti-gelo • Partida pneumática de motores • Unidade de potência auxiliar (APU)

• Sistema servo de reforço • Potência para acionamento de instrumentos

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5.9.4- Seção do compressor (cont.) Tipos de compressor Centrífugo

Axial

•

•

Possui fluxo centrífugo, admitindo o ar no centro e através da rotação, acelera o ar, liberando-o na direção radial..

• Cada estágio comprime o ar cerca de 3 vezes. • Em geral , possui cerca de 2 estágios centrífugos

Possui fluxo axial, admitindo o ar paralelamente ao eixo e através da rotação, acelera o ar, liberandoo na mesma direção .

• Cada estágio comprime o ar cerca de 2 vezes.

Misto •

Possui estágios com fluxo axial, e também 1 estágio centrífugo.

• Pode atingir compressão total de cerca de 7 a 10 vezes.

• Em geral , possui vários estágios axiais, acima de 6 estágios. • Pode atingir compressão total de 35 vezes

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5.9.4- Seção do compressor (cont.) Compressor centrífugo

Impulso r

Difuso r

Coletor

Duplo

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Simples 19

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5.9.4- Seção do compressor (cont.) Compressor axial 80 %

20 %

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5.9.4- Seção do compressor (cont.)

1

2

Compressor axial 1- Partes do compressor axial 2- Fixação das palhetas

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Tipos de compressor (cont.) Compressor axial Compressor centrífugo Vantagens Vantagens

• Alta pressão a cada estágio. • Boa eficiência sobre largo alcance de

• Alto rendimento máximo. • Pequena área frontal para um

velocidade rotacional. • Simplicidade de fabricação, além do baixo custo. • Baixo peso. • Necessidade de baixa potência de partida.

dado fluxo de ar. • Fluxo direto, permitindo alta eficiência de impacto. • Elevação da pressão, através do a mento do número de estágios aumento com perdas desprezíveis.

Desvantagens

• Extensa área frontal para o fluxo obtido. • Não são práticos para mais de dois estágios, devido às perdas nas curvas entre estágios. • Compressão total inferior à obtida nos compressores axiais.

Desvantagens

• Faixa restrita de rotação. • Difícil fabricação e alto custo. • Relativamente pesado. • Requer alta potência para partida.

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Tipos de compressor (cont.) Compressor misto

Pratt Whitney PT-6

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5.9.5- Seção de combustão

• Na câmara de combustão ocorre a queima da mistura ar + combustível, gerando gases a altas temperaturas (até 1.700 ºC) e elevada pressão.

• A maior parte da energia liberada na combustão é empregada na turbina para acionar o compressor.

• A energia remanescente é expelida na parte posterior do motor na forma de jato em alta velocidade, produzindo o empuxo para deslocar a aeronave.

• Para fazer essa queima de forma eficiente a câmara de combustão deve:

 Prover os meios para a mistura apropriada do ar e do combustível para assegurar boa combustão.

 Queimar essa mistura de forma eficiente.  Resfriar os produtos da combustão para uma temperatura na qual as palhetas da turbina e as paredes da câmara de combustão possam resistir sob condições de operação.

 Distribuir os gases quentes para a seção da Turbina. Conhecimentos Técnicos de Aeronaves/ Professor: Guilherme Lima

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5.9.5- Seção de combustão (cont.) • A seção de combustão´é montada coaxialmente entre o compressor e a turbina, uma vez que as câmaras devem estar numa posição de fluxo direto para maior eficiência. • Os componentes das câmaras de combustão são:  Carcaça  Camisa C i iinterna t perfurada f d  Injetores de combustível  Ignitores (velas)  Sistema de drenagem de combustível não queimado

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5.9.5- Seção de combustão (cont.) • As câmaras de combustão podem ser de 3 tipos:  Câmara múltipla ou caneca  Caneca anular, ou canular  Anular ou tipo cesta

Câmara de combustão tipo caneca • É empregada em motores de fluxo centrífugo e fluxo axial. • É particularmente adequada para motores de compressor centrífugo, sendo montadas radialmente em volta do eixo do motor. • Cada câmara de combustão tipo caneca consiste de uma carcaça externa (bipartida), dentro da qual existe uma camisa interna de aço inoxidável perfurada (resistente a altas temperaturas). • Foi empregada nos primeiros motores turbojato. Conhecimentos Técnicos de Aeronaves/ Professor: Guilherme Lima

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Câmara de combustão tipo caneca (cont.) • As câmaras de combustão tipo caneca possuem tubos interconectores para propagação de chama, que tem a função de distribuir a combustão durante a operação inicial de partida. • Isso é conseguido interconectando todas as câmaras, de forma que a chama seja iniciada pelos ignitores em duas das câmaras inferiores, passando através dos tubos e inflamando a mistura de combustível na câmara adjacente. • Os ignitores são geralmente dois, estando localizados em duas câmaras de combustão inferiores. • As câmaras de combustão devem ter meios para drenar o combustível não queimado, para evitar acúmulo de combustível após o corte do motor. • Se o combustível não for drenado, existe uma grande possibilidade de, na tentativa da partida seguinte, o excesso de combustível na câmara se inflame e a temperatura ultrapasse os limites seguros de operação nas turbinas e no escapamento , podendo até explodir. • Essa drenagem também evita a deposição de goma nas tubulações de combustível, bicos injetores e câmaras de combustão.

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Câmara de combustão tipo caneca (cont.)

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5.9.5- Seção de combustão (cont.) Câmara de combustão tipo caneca anular (canular) • É semelhante à câmara de combustão de caneca, posuindo as canecas distribuídas ao redor de seu eixo eixo. • A diferença consiste que as canecas possuem apenas uma camisa, e tem uma carcaça interna ao redor do eixo e outra externa, contendo todas as canecas.

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5.9.5- Seção de combustão (cont.) Câmara de combustão tipo anular  Atualmente´é o tipo mais empregado nos modernos motores turbofan.  A câmara de combustível anular consiste basicamente de uma carcaça externa e uma camisa, assim como a do ti caneca. tipo  A camisa consiste de um anel circular interior que se estende ao redor do eixo e internamente à carcaça externa.  Geralmente são 2 ignitores nas câmaras de combustão anulares, do mesmo tipo utilizado na câmara tipo caneca, porém mais compridos.  O fluxo de ar é semelhante ao existente nas câmaras de combustão do tipo caneca. Conhecimentos Técnicos de Aeronaves/ Professor: Guilherme Lima

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Câmara de combustão tipo anular

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5.9.5- Seção de combustão (cont.) Tipos de câmaras de combustão

Caneca anular

Caneca

Anular

Eixo compressor-turbina Carcaça da câmara Carmisa da câmara Conhecimentos Técnicos de Aeronaves/ Professor: Guilherme Lima

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5.9.6- Seção da turbina • A única finalidade da seção da turbina é transformar a energia cinética dos gases da combustão em energia mecânica para acionar o compressor e acessórios. • Para realizar essa função, a turbina absorve aproximadamente 60 a 80% da energia total dos gases da combustão. • A quantidade exata de energia absorvida na turbina é determinada pela carga requerida devido ao tamanho e do tipo do compressor, da quantidade de acessórios , e, se o motor for turboélice, pela hélice com suas engrenagens de redução. • A seção da turbina de um motor turbojato está localizada na parte traseira, após seção da câmara de combustão. • A seção da turbina possui dois elementos básicos: o estator e o rotor. Conhecimentos Técnicos de Aeronaves/ Professor: Guilherme Lima

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5.9.6- Seção da turbina (cont.) • O estator é formado por diversas aletas fixas, e o rotor por palhetas móveis. • Cada estágio de palhetas é precedido de um estágio de aletas, chamadas de aletas guias de entrada (IGV – Inlet Guide Vane). • O primeiro estágio de aletas guias está localizado logo após a câmara de combustão. • Uma das funções das aletas guias é converter a energia dos gases após a combustão (pressão e temperatura) em energia cinética (velocidade). • A outra função das aletas guias é direcionar o fluxo de gases no ângulo ideal para maior eficiência das palhetas da turbina. • As aletas guias estão sujeitas à forte desgaste por erosão e altíssimas temperaturas (800 a 900ºC), requerendo uma fixação que permita a dilatação térmica.

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5.9.6- Seção da turbina (cont.)

• As aletas guias tipo soltas são fixadas aos anéis de retenção internos e externos com folga para permitir a dilatação térmica. • As aletas guias tipo soldadas são fixas nos anéis de retenção internos e externos que são segmentados para permitir a dilatação térmica.

Aletas guias tipo soltas

Aletas guias tipo soldadas Conhecimentos Técnicos de Aeronaves/ Professor: Guilherme Lima

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UNA IPOLI – PILOTAGEM PROFISSIONAL DE AERONAVES Fluxo de gases na turbina

5.9.6- Seção da turbina (cont.) • A seção da turbina consiste essencialmente de um eixo e uma roda balanceada dinamicamente, sendo consistituída de lâminas presas a um disco rotativo, que é fixado ao eixo principal do motor. • O jato de gases após passar pelas aletas guias agem sobre as lâminas da roda da turbina, causando uma rotação bastante elevada ao conjunto. • A elevada velocidade de rotação impõe severas cargas centrífugas sobre a roda da turbina e, ao mesmo tempo, as elevadas temperaturas resultam na dim...