Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás

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1 Propulsão Aeronáutica Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Componentes de Motores de Turbinas a Gás, Motores Turbo-Jato e Motores Turbo-Fan, Motores Turbo-Hélice e Turbo-Eixo Prof. Giuliano Gardolinski Venson Engenharia Aeronáutica

2 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Tópicos Abordados Propulsão Aeronáutica Definição de Grupo Moto-Propulsor Baseado em Turbinas a Gás; Princípio de Funcionamento de Motores Baseados em Turbinas a Gás; Descrição Geral dos Componentes de Turbinas a Gás; Núcleo de Potência de Turbinas a Gás; Dispositivos de Atenuação de Ruídos de Turbinas a Gás; Materiais e Combustíveis Utilizados em Turbinas a Gás; Descrição Geral de Motores Turbo-Jato; Descrição Geral de Motores Turbo-Jato; Descrição Geral de Motores Turbo-Hélice e Turbo-Eixo; Exemplos de Turbinas a Gás em Aeronaves Comerciais;

3 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Definição de Grupo Moto-Propulsor Baseado em Turbinas a Gás O grupo moto-propulsor de um motor baseado em turbinas a gás é formado por um elemento motor e por um elemento propulsivo; Nos motores baseados em turbinas a gás, o elemento motor consiste de um núcleo gerador de gás quente (em inglês, engine core ou hot gas generator), no qual um dos componente é a turbina, a qual é acionada por um fluido de trabalho gás ideal (daí o nome de turbinas a gás); O elemento motor pode ser utilizado para geração de energia para dois tipos de elementos propulsivos: um bocal de exaustão ou um elemento propulsivo rotativo, que pode ser uma hélice ou um rotor; O núcleo gerador de gás quente do motor, ou somente núcleo do motor, é formado basicamente pelos seguintes componentes: compressores de ar, câmara de combustão, turbinas a gás e eixo de potência;

4 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Definição de Grupo Moto-Propulsor Baseado em Turbinas a Gás No caso de motores com bocal de exaustão é gerada uma corrente de jato de alta velocidade na saída do motor, por isso esses motores também são denominados motores a jato; Nos motores a jato, os gases na saída do motor agem sobre o ar atmosférico, deslocando o ar que inicialmente esta em repouso. O ar ao retornar para o repouso reage no sentido inverso com mesma intensidade; Dessa forma, os motores a jato também são classificados como motores a reação devido a 3ª Lei de Newton: Lei da Ação e Reação; No caso de motores com elementos propulsivos rotativos, a energia entregue aos elementos é na forma de energia mecânica rotacional, ou torque, por isso esses motores são denominado motores de potência de eixo, ou simplesmente motores de potência;

5 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Definição de Grupo Moto-Propulsor Baseado em Turbinas a Gás Núcleo do Motor (elemento motor) Bocal de Exaustão (elemento propulsivo) Grupo Moto-Propulsor com Elemento Propulsivo do tipo Bocal de Exaustão

6 Representação do Grupo Moto-Propulsor com Elemento Propulsivo Bocal

7 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Definição de Grupo Moto-Propulsor Baseado em Turbinas a Gás Núcleo do Motor (elemento motor) Hélice (elemento propulsivo) Grupo Moto-Propulsor com Elemento Propulsivo do tipo Hélice

8 Representação do Grupo Moto-Propulsor com Elemento Propulsivo Hélice

9 Motores de Ciclo Alternativo Motores a Pistão Motores de Cilindros Radiais Motores de Cilindros em Linha Motores de Cilindros Opostos Horizontalmente Motores de Cilindros Opostos em V Motores Baseados em Turbinas a Gás Motores a Jato Turbo-Jato Turbo-Fan Turbo-Hélice Motores de Ciclo Contínuo Motores de Potência Foguetes Turbo-Eixo Propfan Motores não-baseados em Turbinas a Gás Estato-Reatores Pulso-Jato Classificação de Motores Aeronáuticos

10 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Componentes Básicos de Motores Baseados em Turbinas a Gás Componentes Principais de um Motor Baseado em Turbinas a Gás

11 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Componentes Básicos de Motores Baseados em Turbinas a Gás elemento motor (gerador de gás quente) Componentes Principais de um Motor Baseado em Turbinas a Gás

12 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Componentes Básicos de Motores Baseados em Turbinas a Gás elemento propulsivo Componentes Principais de um Motor Baseado em Turbinas a Gás

13 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Principio de Funcionamento de Motores Baseados em Turbinas a Gás Primeiramente, o ar atmosférico é admitido pelo duto de admissão; Após percorrer o duto de admissão, o ar admitido é comprimido ao atravessar o(s) compressor(es), aumentando de pressão, visando aumentar a massa por unidade de volume no motor; Ao final da compressão, o ar comprimido é misturado ao combustível, formando uma mistura combustível, a qual é queimada através de um processo de combustão na câmara de combustão, gerando energia termocinética no núcleo do motor; Essa energia termo-cinética é utilizada para acionar a(s) turbina(s), a(s) qual(is) gera(m) energia mecânica sobre um eixo rotativo. Como as turbinas estão conectadas coaxialmente aos compressores, a potência de eixo gerada é utilizada para acionar os compressores;

14 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Principio de Funcionamento de Motores Baseados em Turbinas a Gás Entretanto, nem toda a energia gerada pela combustão é aproveitada pela(s) turbina(s), sendo a parcela remanescente entregue ao elemento propulsivo na forma de energia útil; Essa energia útil pode ser convertida em energia cinética no bocal de exaustão, para aceleração do escoamento na saída do motor, ou em energia mecânica rotacional, para acionamento de um elemento propulsivo rotativo (como uma hélice ou rotor de helicóptero); De forma análoga aos motores alternativos a pistão, nos motores contínuos ocorrem quatro processos físicos dentro do motor: admissão (no duto de admissão), compressão (nos compressores), combustão (na câmara de combustão) e expansão (nas turbinas); Os quatro processos físicos ocorrem simultaneamente dentro do motor;

15 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Principio de Funcionamento de Motores Baseados em Turbinas a Gás compressor turbina bocal de exaustão duto de admissão câmara de combustão Funcionamento de um Motor Baseado em Turbinas a Gás

16 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Principio de Funcionamento de Motores Baseados em Turbinas a Gás Processos Físicos em um Motor Baseado em Turbinas a Gás

17 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Principio de Funcionamento de Motores Baseados em Turbinas a Gás Comparação entre Processos Físicos em Motores a Reação e a Pistão

18 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Duto de Admissão de Motores Baseados em Turbinas a Gás A finalidade do duto de admissão é canalizar adequadamente o escoamento incidente para dentro do motor, reduzindo a velocidade do escoamento na entrada do motor; O duto de admissão desempenha papel fundamental na operação estável do motor visto que o escoamento de ar na entrada do compressor deve SEMPRE estar em velocidades subsônicas, independente do regime de vôo da aeronave (regime de vôo subsônico ou supersônico); Nos motores de aeronaves que voam em regime subsônico, os bordos de entrada do duto de admissão possuem formato arredondado, reduzindo o arrasto na entrada do motor; Nos motores de aeronaves que voam em regime supersônico, os dutos de admissão geralmente possuem formatos pontiagudos ou em cunha;

19 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Duto de Admissão de Motores Baseados em Turbinas a Gás Esses formatos permitem aproveitar a formação de uma onda de choque na entrada do motor, gerada pelo vôo supersônico, para geração de uma onda de pressão no duto de admissão (conhecido como efeito ram); Essa onda de pressão no duto de admissão reduz a velocidade do escoamento no duto para regimes subsônicos (adequado para a operação dos compressores) devido a conversão de pressão dinâmica do escoamento em pressão estática; As aeronaves supersônicas geralmente possuem dutos de admissão de geometria variável para otimizar o desempenho do motor em diferentes condições de vôo, como em vôo subsônico, transônico e supersônico; Nessas aeronaves, o duto de admissão muda de geometria, aumentando de área em regime subsônico e reduzindo em regime supersônico;

20 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Duto de Admissão de Motores Baseados em Turbinas a Gás Duto de Admissão de Aeronaves Subsônicas bordos arredondados para melhorar a aerodinâmica

21 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Duto de Admissão de Motores Baseados em Turbinas a Gás Duto de Admissão de Aeronaves Supersônicas bordos pontiagudos com geometria variável

22 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Compressor de Ar de Motores Baseados em Turbinas a Gás A finalidade do compressor é aumentar a pressão total do escoamento que é admitido pelo motor, visando aumentar a eficiência térmica do ciclo termodinâmico de funcionamento do motor; Construtivamente, o compressor é formado por duas partes principais: o rotor e o estator, onde o estator localiza-se após o rotor; O rotor do compressor é formado por um disco giratório, segmentado em diversas pás, cuja função é converter a energia mecânica recebida pelo eixo na forma de torque em energia cinética para o escoamento; O estator do compressor é formado por um conjunto de aletas nãogiratórias (stator guide vanes) de geometria fixa ou variável (nesse caso, variable stator guide vanes), cuja função é converter a energia cinética entregue pelo rotor em pressão total, ou seja, aumento de pressão do ar;

23 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Compressor de Ar de Motores Baseados em Turbinas a Gás rotor do compressor estator do compressor Componentes Principais do Compressor

24 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Compressor de Ar de Motores Baseados em Turbinas a Gás estator do compressor rotor do compressor Detalhe dos Componentes Principais do Compressor estator (em branco), rotor (em azul)

25 Estatores do Compressor Rotores do Compressor Detalhe dos Componentes Principais do Compressor

26 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Compressor de Ar de Motores Baseados em Turbinas a Gás Os compressores utilizados em motores aeronáuticos são compressores dinâmicos, podendo ser basicamente do tipo axial ou centrífugo; Nos compressores axiais o escoamento atravessa o rotor na direção paralela ao eixo de rotação do compressor, ou seja, o escoamento entra na direção do eixo e sai na direção do eixo, sem mudar de direção do eixo, por isso a definição de compressor axial; Nos compressores centrífugos, o escoamento atravessa o rotor realizando uma mudança de direção de 90º, entrando no direção axial paralela ao eixo de rotação e saindo na direção radial para a periferia, por isso a definição de compressor centrífugo; Algumas vantagens e desvantagens de cada tipo de compressor serão apresentadas em tabela comparativa a seguir;

27 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Compressor de Ar de Motores Baseados em Turbinas a Gás Motor com Compressores Axiais Motor com Compressor Centrífugo Representação dos Tipos de Compressores Dinâmicos Aeronáuticos

28 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Compressor de Ar de Motores Baseados em Turbinas a Gás Motor com Compressor Centrífugo Motor com Compressor Axial

29 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Compressor de Ar de Motores Baseados em Turbinas a Gás O aproveitamento de energia e consequentemente o empuxo gerado por motores baseados em turbinas a gás esta diretamente associado ao aumento de pressão do escoamento através dos compressores; Devido as limitações de pressão que um único compressor pode fornecer, para aumentar a pressão do escoamento no motor comumente utilizam-se compressores formados por vários estágios de compressores; Isso significa um compressor formado por vários compressores (axiais e/ou centrífugos), onde cada estágio aumenta sucessivamente a pressão; Em termos de desempenho de motores, o aumento de pressão através do compressor é apresentado pela Razão de Pressão Global OPR (do inglês Overall Pressure Ratio), definido como a razão entre a pressão total na saída do último estágio e a pressão total na entrada do primeiro estágio;

30 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Compressor de Ar de Motores Baseados em Turbinas a Gás Compressor de Motor Aeronáutico com Dezessete Estágios Axiais

31 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Compressor de Ar de Motores Baseados em Turbinas a Gás estágios axiais estágio centrífugo Compressor com Sete Estágios Axiais e Estágio Final Centrífugo

32 Heinkel HeS.3B nenhum axial 1 estágio centrífugo OPR: 3,8 Rolls-Royce Derwent nenhum axial 1 estágio centrífugo duplo OPR: 4,3 Rolls-Royce Avon 17 estágios axiais nenhum centrífugo OPR: 10,3 Pratt& Whitney JT8D 15 estágios axiais nenhum centrífugo OPR: 16,4 Pratt& Whitney PW535 3 estágios axiais 1 estágio centrífugo OPR: 13,3 GE CF34-8E5 11 estágios axiais nenhum centrífugo OPR: 28,5 GE GE90-115B 14 estágios axiais nenhum centrífugo OPR: 42,0 Rolls-Royce Trent estágios axiais nenhum centrífugo OPR: 38,5

33 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Câmara de Combustão de Motores Baseados em Turbinas a Gás A câmara de combustão é o elemento do motor responsável em promover a queima da mistura ar-combustível através do processo de combustão; Durante a combustão é liberada energia térmica sobre o escoamento de ar comprimido proveniente do compressor. Com o aquecimento, os gases de combustão aumentam de temperatura com conseqüente aumento de velocidade (aumento de energia termo-cinética); Os gases de saída da câmara de combustão são direcionados para a turbina do motor para geração de energia mecânica e posteriormente geração de empuxo no bocal de exaustão; Quanto ao combustível utilizado, os motores aeronáuticos baseados em turbinas a gás na sua grande maioria utilizam como combustível o querosene de aviação sob especificação Jet A-1;

34 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Câmara de Combustão de Motores Baseados em Turbinas a Gás Partes Principais de uma Câmara de Combustão Representação do Escoamento em uma Câmara de Combustão Partes Principais e Escoamento em uma Câmara de Combustão Típica

35 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Câmara de Combustão de Motores Baseados em Turbinas a Gás Com relação a forma construtiva, as câmaras de combustão de turbinas a gás podem ser basicamente de três tipos: tubulares radiais, canulares (ou ainda tubo-anulares) ou anulares; As câmaras tubulares radiais são elementos cilíndricos cuja estrutura é formada por vários tubos de chamas dispostos radialmente, interconectados entre si, cada qual envolvido por uma respectiva carcaça externa; As câmaras canulares são elementos cilíndricos cuja estrutura é formada por vários tubos de chama dispostos radialmente, compartilhando uma única carcaça externa anular que envolve todos os tubos de chama; As câmaras anulares são elementos cilíndricos cuja estrutura é formada por dois tubos concêntricos delimitando uma região de combustão anular, sem uma região de combustão interna como nos tubos de chama;

36 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Câmara de Combustão de Motores Baseados em Turbinas a Gás Componentes de uma Câmara de Combustão Tubular Típica

37 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Câmara de Combustão de Motores Baseados em Turbinas a Gás Câmara de Combustão Canular Câmara de Combustão Anular

38 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Câmara de Combustão de Motores Baseados em Turbinas a Gás câmara tubular radial câmara canular câmara anular Representação dos Tipos de Câmaras de Combustão em Vista Frontal região do tubo de chama em laranja escuro; injetores de combustível em laranja claro;

39 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Câmara de Combustão de Motores Baseados em Turbinas a Gás Motor Aeronáutico com Câmaras de Combustão Tubulares Radiais

40 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Câmara de Combustão de Motores Baseados em Turbinas a Gás Motor Aeronáutico com Câmara de Combustão Canular

41 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Câmara de Combustão de Motores Baseados em Turbinas a Gás Motor Aeronáutico com Câmara de Combustão Anular

42 Heinkel HeS.3B câmara anular 4,4 knde empuxo 718 kg/h Gasoline Rolls-Royce Derwent 9 câmaras tubulares 23,9 knde empuxo 2739 kg/h JP-2 Rolls-Royce Avon 8 câmaras canulares 45,4 knde empuxo 3777 kg/h Jet A-1 Pratt& Whitney JT8D 9 câmaras canulares 68,7 knde empuxo 4218 kg/h Jet A-1 Pratt& Whitney PW535 câmara anular 12,4 knde empuxo 646 kg/h Jet A-1 GE CF34-8E5 câmara anular 64,3 knde empuxo 2558 kg/h Jet A-1 GE GE90-115B câmara anular 513 knde empuxo kg/h Jet A-1 Rolls-Royce Trent 900 câmara anular 310kN de empuxo kg/h Jet A-1

43 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Turbina de Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica A finalidade das turbinas é expandir os gases quentes sob pressão provenientes da câmara de combustão, gerando assim energia mecânica rotacional que é disponibilizada ao eixo do motor na forma de torque; A potência de eixo gerada pelas turbinas é utilizada principalmente para acionamento do(s) compressor(es); Uma pequena parcela da potência gerada é utilizada para acionar acessórios do motor, como por exemplo: bombas de combustível, bombas hidráulicas, sistemas de geração de energia elétrica, sistema de pressurização, entre outros; Como os gases que atravessam a turbina estão em altas temperaturas devido ao processo de combustão, a estrutura da turbina é fabricada em superligas de metais resistentes a altas temperaturas;

44 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Turbina de Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Assim como os compressores, as turbinas são formadas por um rotor giratório e um estator, o qual pode ser fixo ou móvel. Nas turbinas, contrariamente aos compressores de ar, o estator é posicionado antes do rotor (principio físico inverso ao dos compressores); A função do estator é direcionar adequadamente os gases provenientes da câmara de combustão para a entrada do rotor, convertendo parte da pressão total do escoamento em energia cinética para o rotor; A função do rotor é converter a energia termo-cinética entregue pela câmara de combustão e pelo estator em energia mecânica para rotação do eixo, ou seja, energia na forma de torque; Para aumentar a quantidade de energia disponibilizada ao eixo, as turbinas também podem ser do tipo com múltiplos estágios, comumente axiais;

45 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Turbina de Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica estator da turbina rotor da turbina Componentes Principais da Turbina

46 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Turbina de Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica estator da turbina rotor da turbina Componentes Principais da Turbina

47 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Turbina de Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica estator da turbina rotor da turbina Detalhe dos Componentes Principais da Turbina

48 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Turbina de Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Turbina de Motor Aeronáutico com Três Estágios Axiais

49 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Bocal de Exaustão de Motores Baseados em Turbinas a Gás A finalidade do bocal de exaustão é aproveitar e converter a energia de pressão disponível na saída da turbina em energia cinética, visto que os gases ao atravessar a turbina não são expandidos completamente até a pressão ambiente; A conversão é realizada através de uma dada geometria, onde ocorre redução de pressão com conseqüente acréscimo de velocidade; Esse acréscimo de velocidade promoverá a aceleração do escoamento de exaustão em relação ao escoamento admitido pelo motor, resultando no aparecimento da força propulsiva gerada pelo motor: o empuxo; Em aeronaves que operam em regimes subsônicos, o bocal de exaustão possui geometria convergente; Em aeronaves supersônicas, o bocal possui geometria convergente-divergente;

50 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Bocal de Exaustão de Motores Baseados em Turbinas a Gás Nas aeronaves subsônicas, o escoamento no bocal é acelerado somente até velocidades subsônicas, através de uma geometria convergente; Nas aeronaves supersônicas, o escoamento no bocal é acelerado até velocidades sônicas na geometria convergente. Ao atingir a geometria divergente em velocidade sônica, o escoamento é novamente acelerado, gerando uma quantidade maior de empuxo; Nos bocais de geometria variável, o bocal pode ter geometria somente convergente ou geometria convergente-divergente, dependendo do regime de vôo da aeronave; A desvantagem dos bocais de geometria variável é a complexidade mecânica do sistema de acionamento do bocal, o qual esta sujeito as altas temperaturas dos gases de exaustão;

51 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Bocal de Exaustão de Motores Baseados em Turbinas a Gás Bocal de Exaustão de Motor de Aeronave Subsônica bocais de exaustão convergentes de geometria fixa

52 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Bocal de Exaustão de Motores Baseados em Turbinas a Gás Bocal de Exaustão dos Motores de Aeronave Supersônica bocais de exaustão convergente-divergente de geometria variável motor esquerdo convergente; motor direito convergente-divergente

53 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Bocal de Exaustão com Sistema de Pós-Queimadores Propulsão Aeronáutica Como nem todo o oxigênio disponível no ar dentro do motor é consumido pelo processo de combustão, pode-se promover uma queima secundária de combustível no bocal de exaustão através de pós-queimadores; Essa queima secundária no bocal de exaustão, conhecida como processo de afterburner, promove um acréscimo adicional na temperatura dos gases de exaustão, aumentado a velocidade e o empuxo do motor; A desvantagem do sistema de afterburner é o aumento do consumo instantâneo de combustível (em média, aumento de 100% no consumo para um aumento de cerca de 20% no empuxo); Em termos práticos, o empuxo do motor pode ser especificado sem o pósqueimador acionado (empuxo com exaustão seca, ou dry thrust) ou com o pós-queimador acionado (empuxo com exaustão molhada, ou wet thrust);

54 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Bocal de Exaustão com Sistema de Pós-Queimadores Propulsão Aeronáutica câmara de combustão bocal de exaustão injetores de combustível Detalhe de Bocal de Exaustão com Sistema de Pós-Queimador

55 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Bocal de Exaustão com Sistema de Pós-Queimadores Propulsão Aeronáutica Lockheed-Martin F-16 Falcon motor com afterburner acionado Motor Pratt & Whitney F100 motor com afterburner acionado Representação do Pós-Queimador em Aeronave Militar

56 SNECMA Atar 9C 42 kndry; 59 knwet 4305 kg/h dry kg/h wet General Electric J85 16 kndry; 22 knwet 2020 kg/h dry 4810 kg/h wet Rolls-Royce Olympus kndry; 169 knwet kg/h dry kg/h wet General Electric J79 48 kndry; 75 knwet 4240 kg/h dry kg/h wet SNECMA M53 64 kndry; 95 knwet 5880 kg/h dry kg/h wet General Electric F kndry; 71 knwet 4090 kg/h dry kg/h wet Pratt& Whitney F kndry; 124 knwet 5590 kg/h dry kg/h wet Eurojet EJ kndry; 89 knwet 4700 kg/h dry kg/h wet

57 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Núcleo de Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica O conjunto de estágio(s) de compressor(es) e estágio(s) de turbina(s) conectados mutuamente através de um único eixo é chamado de spool [sem tradução adequada para a língua portuguesa, visto que spool em português significa carretel]; O núcleo de motores baseados em turbinas a gás pode ser constituído por um ou mais de um conjunto spool rotativo, cada conjunto com seu respectivo eixo; Os motores com somente um conjunto spool são do tipo single-spool, motores com dois conjuntos spool são do tipo two-spool e e motores com três conjuntos spool são do tipo three-spool; No caso de motores com mais de um conjunto spool, os eixos podem ou não ser montados coaxialmente, ou seja, um dentro do outro;

58 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Núcleo de Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Os motores do tipo two-spool cujo núcleo é composto de dois conjuntos montados coaxialmente são também chamados de twin-spool; A vantagem dos motores two-spool ou three-spool, em relação ao singlespool, é a possibilidade dos conjuntos compressores e turbinas de cada spool operar com pressões e rotações diferentes; Em motores do tipo twin-spool, os compressores e turbinas do spool externo operam com baixas razões de pressão (low pressure spool ou LP). Os compressores e turbinas do spool interno operam com altas razões de pressão (high pressure spool ou HP); Nos motores three-spool é adicionado um spool que opera com razões de pressão intermediárias (intermediate pressure ou IP), entre o spool de baixa pressão LP e o spool de alta pressão HP;

59 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Núcleo de Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Esquema de um Motor com Núcleo Single-Spool

60 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Núcleo de Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Esquema de um Motor com Núcleo Twin-Spool

61 Representação dos Compressores em um Núcleo Single-Spool Representação dos Compressores em um Núcleo Twin-Spool

62 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Materiais e Construção dos Componentes de Turbinas a Gás O núcleo de motores turbinas a gás modernos operam em regimes extremos de pressão e temperatura (principalmente altas temperaturas) requerendo a utilização de materiais resistentes a altas temperaturas; O principal esforço estrutural atuante sofre os componentes é a fluência, que corresponde a capacidade do material em suportar uma dada deformação quando sujeito a uma carga estrutural longa constante; Com relação aos materiais comumente utilizados em compressores têm-se as ligas de alumínio, e mais atualmente, as ligas de titânio; Com relação aos materiais utilizados em câmaras de combustão e turbinas têm-se as superligas de níquel, como por exemplo as famílias: Nimonic, Inconel, René, Hastelloy e Waspalloy, formadas basicamente por Níquel (Ni), Cromo (Cr), Molibdênio (Mo), Titânio (Ti) e Alumínio (Al);

63 Hawker Sea Hawk Aerospatiale/BAe Concorde Rolls-Royce Nene Rolls-Royce Olympus 593 Motores Aeronáuticos com Turbinas em Material Nimonic

64 Lockheed SR-71 Blackbird Lockheed U-2 Pratt & Whitney J58 Pratt & Whitney J75 Motores Aeronáuticos com Câmara de Combustão em Material Inconel

65 Boeing Lockheed F-104 Starfighter General Electric CF6 General Electric J79 Motores Aeronáuticos com Turbinas em Material René

66 Embraer 190 Lockheed F-104 Starfighter General Electric CF34 General Electric J79 Motores Aeronáuticos com Câmara de Combustão em Material Hastelloy

67 Introdução a Motores Baseados em Turbinas a Gás Tipos de Motores Baseados em Turbinas a Gás Propulsão Aeronáutica Os motores aeronáuticos baseados em turbinas a gás podem ser classificados basicamente em dois grupos e cinco tipos, os quais serão apresentados em detalhes a seguir: Motores a Jato Motores Turbo-Jato (Turbojet Engines); Motores Turbo-Fan (Turbofan Engines); Motores de Potência Motores Turbo-Hélice (Turboprop Engines); Motores Turbo-Eixo (Turboshaft Engines); Motores Propfan (Propfan Engines);

68 Motores de Ciclo Alternativo Motores a Pistão Motores de Cilindros Radiais Motores de Cilindros em Linha Motores de Cilindros Opostos Horizontalmente Motores de Cilindros Opostos em V Motores Baseados em Turbinas a Gás Motores a Jato Turbo-Jato Turbo-Fan Turbo-Hélice Motores de Ciclo Contínuo Motores de Potência Foguetes Turbo-Eixo Propfan Motores não-baseados em Turbinas a Gás Estato-Reatores Pulso-Jato Classificação de Motores Aeronáuticos

69 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Jato Descrição Geral dos Motores Turbo-Jato Prof. Giuliano Gardolinski Venson Engenharia Aeronáutica

70 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Jato Introdução aos Motores Turbo-Jato Os motores turbo-jato, também chamados de motores a jato puro, correspondem ao primeiro tipo de motor baseado em turbinas a gás, introduzidos em aeronaves no final da década de 1930; Nesses motores, a energia termo-cinética gerada no núcleo é utilizada principalmente para geração de empuxo no bocal de exaustão; Toda a massa de ar que é admitida pelo motor, após atravessar o duto de admissão, passa obrigatoriamente pelo núcleo do motor, o qual pode ser do tipo single-spool (como na grande maioria dos motores) ou twin-spool; A energia termo-cinética remanescente após a turbina é utilizada para conversão em energia cinética no bocal de exaustão, gerando um considerável aumento de velocidade do escoamento, gerando força propulsiva devido a reação com o ar ambiente.

71 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Jato Componentes Básicos de Motores Turbo-Jato Componentes Principais de um Motor a Jato Turbo-Jato

72 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Jato Componentes Básicos de Motores Turbo-Jato compressor turbina bocal de exaustão duto de admissão câmara de combustão Funcionamento de um Motor Turbo-Jato

73 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Jato Motores Turbo-Jato em Aeronaves Comerciais Embraer AT-26 Xavante 1 Motor Turbo-Jato Rolls-Royce Mk.540 Viper núcleo do tipo single-spool, 14.7kN de empuxo, 0.711m de diâmetro, 8 estágios de compressores axiais, 1 estágio de turbina axial, câmara de combustão anular

74 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Jato Motores Turbo-Jato em Aeronaves Comerciais Dassault Mirage IIIE 1 Motor Turbo-Jato SNECMA Atar 9C núcleo do tipo single-spool com afterburner, 0.982m de diâmetro, 41.8 kn de empuxo dry, 59.1kN de empuxo wet, 9 estágios de compressores axiais, 2 estágios de turbinas axiais, câmara de combustão canular

75 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Jato Motores Turbo-Jato em Aeronaves Comerciais de Havilland DH.106 Comet 2 4 Motores Turbo-Jato Rolls-Royce Avon RA.29 Mk.524 núcleo do tipo single-spool, 45.4 kn de empuxo cada, 1.112m de diâmetro, 15 estágios de compressores axiais, 2 estágios de turbinas axiais, câmara de combustão canular

76 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Fan Descrição Geral dos Motores Turbo-Fan Prof. Giuliano Gardolinski Venson Engenharia Aeronáutica

77 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Fan Introdução aos Motores Turbo-Fan Os motores turbo-fan são uma evolução dos motores turbo-jato, introduzidos comercialmente em meados da década de 1950; Nos motores turbo-fan, uma parte da energia gerada pela(s) turbina(s) é utilizada para acionamento do(s) compressor(es) e outra parte é utilizada para acionamento de um grande ventilador carenado posicionado na parte frontal do motor, chamado de fan; Uma parte do fluxo de ar admitido pelo motor e movimentado pelo fan é direcionado para fora do núcleo do motor, passando pela periferia do motor, externamente ao núcleo do motor; A razão entre a massa de ar desviada do núcleo do motor e a massa de ar não-desviada do núcleo é chamada de razão de derivação, ou razão de bypass (em inglês, bypass ratio BPR);

78 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Fan Componentes Básicos de Motores Turbo-Fan fan compressores turbinas câmara de combustão Componentes Principais de um Motor a Jato Turbo-Fan

79 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Fan Componentes Básicos de Motores Turbo-Fan exaustão do fan compressores turbinas fan exaustão do núcleo duto de admissão câmara de combustão Componentes de um Motor Baseado em Turbinas a Gás Turbo-Fan

80 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Fan Componentes Básicos de Motores Turbo-Fan fan compressores turbinas câmara de combustão Funcionamento de um Motor Turbo-Fan

81 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Fan Configurações de Motores Turbo-Fan Os primeiros motores turbo-fan, das décadas de 1950 e 1960, possuíam pequena razão de bypass da ordem de 0.5:1, ou seja, para cada 1kg de ar que atravessa o núcleo, 0.5kg de ar é desviado pela periferia; Os motores turbo-fan modernos, pós-década de 1980, possuem grande razão de bypass, chegando a valores de 11:1, ou seja, para cada 1kg de ar que atravessa o núcleo, 11kg de ar são desviados pela periferia; Para efeitos teóricos, o motor turbo-jato é na verdade um motor turbofan com razão de derivação nula; O bocal de exaustão do núcleo é utilizado para aproveitar parte da energia termo-cinética remanescente na saída do núcleo, gerando uma parcela menor de empuxo do que o fan (o empuxo gerado pelo fan pode chegar a 80% do empuxo total do motor);

82 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Fan Configurações de Motores Turbo-Fan Rolls-Royce Conway Motor Turbo-Fan de Pequena Razão de Bypass de 0.25:1

83 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Fan Configurações de Motores Turbo-Fan Rolls-Royce Tay Motor Turbo-Fan de Média Razão de Bypass de 2.8:1

84 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Fan Configurações de Motores Turbo-Fan CFM International CFM56 Motor Turbo-Fan de Grande Razão de Bypass de 6.0:1

85 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Fan Configurações de Motores Turbo-Fan Esquema de um Motor Turbo-Fan Twin-Spool Boosted

86 Pratt & Whitney PW2000 IAE V2500 Exemplos de Motores Turbo-Fan Twin-Spool Boosted

87 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Fan Configurações de Motores Turbo-Fan Esquema de um Motor Turbo-Fan Three-Spool

88 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Fan Configurações de Motores Turbo-Fan Esquema de um Motor Turbo-Fan Three-Spool

89 Rolls-Royce RB211 Rolls-Royce Trent 900 Exemplos de Motores Turbo-Fan Three-Spool

90 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Fan Motores Turbo-Fan em Aeronaves Comerciais Embraer Motores Turbo-Fan General Electric CF34-8E5 núcleo do tipo twin-spool, BPR 5:1, 64.3kN de empuxo cada, 1.35m de diâmetro 1 fan, 10 estágios HP de compressores axiais 2 estágios HP e 4 estágios LP de turbinas axiais câmara de combustão anular

91 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Fan Motores Turbo-Fan em Aeronaves Comerciais Embraer Motores Turbo-Fan General Electric CF34-10E5 núcleo do tipo twin-spool, BPR 5:1, 82.3kN de empuxo cada, 1.45m de diâmetro 1 fan, 3 estágios LP e 9 estágios HP de compressores axiais 1 estágio HP e 4 estágios LP de turbinas axiais câmara de combustão anular

92 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Fan Motores Turbo-Fan em Aeronaves Comerciais Boeing ER 2 Motores Turbo-Fan General Eletric GE90-115B núcleo do tipo twin-spool, BPR 5.5:1, 513kN de empuxo cada, 3.25m de diâmetro 1 fan, 4 estágios LP e 9 estágios HP de compressores axiais; 2 estágios HP e 6 estágios LP de turbinas axiais; câmara de combustão anular

93 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Fan Motores Turbo-Fan em Aeronaves Comerciais Airbus A380 4 Motores Turbo-Fan Rolls-Royce Trent 900 núcleo do tipo three-spool, BPR 8.5:1, 310kN de empuxo cada, 2.94m de diâmetro; 1 fan, 8 estágios IP e 6 estágios HP de compressores axiais; 1 estágio HP, 1 estágio IP e 5 estágios LP de turbinas axiais; câmara de combustão anular

94 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Fan Motores Turbo-Fan em Aeronaves Comerciais Boeing 787 Dreamliner 2 Motores Turbo-Fan Rolls-Royce Trent 1000 núcleo do tipo three-spool, BPR 11:1, 307kN de empuxo cada, 2.85m de diâmetro 1 fan, 8 estágios IP e 6 estágios HP de compressores axiais; 1 estágio HP, 1 estágio IP e 6 estágios LP de turbinas axiais; câmara de combustão anular

95 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Hélice Descrição Geral dos Motores Turbo-Eixo Prof. Giuliano Gardolinski Venson Engenharia Aeronáutica

96 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Hélice Introdução aos Motores Turbo-Hélice Os motores turbo-hélice são motores baseados em turbinas a gás cuja finalidade é a geração de energia mecânica rotacional, ou torque, no núcleo para acionamento de uma hélice; De forma análoga aos motores turbo-fan, parte da potência gerada pela turbina é utilizada para acionar o(s) compressor(es), entretanto, a maior parcela da energia mecânica disponibilizada pela turbina é utilizada para acionamento da hélice; Como o núcleo do motor opera em altas rotações, torna-se necessário a utilização de um sistema de redução de velocidade entre o eixo do núcleo e o eixo da hélice; A energia remanescente não aproveitada pela(s) turbina(s) é convertida em uma pequena parcela de empuxo no bocal de exaustão do núcleo;

97 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Hélice Componentes Básicos de Motores Turbo-Hélice Componentes Principais de um Motor de Potência Turbo-Hélice

98 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Hélice Componentes Básicos de Motores Turbo-Hélice hélice compressores turbinas caixa de redução câmara de combustão Componentes de um Motor Baseado em Turbinas a Gás Turbo-Hélice

99 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Hélice Componentes Básicos de Motores Turbo-Hélice câmara de combustão compressores caixa de redução turbinas duto de admissão hélice Componentes Principais de um Motor de Potência Turbo-Hélice

100 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Hélice Configurações de Motores Turbo-Hélice A maioria dos motores turbo-hélice são motores de fluxo direto, ou seja, motores no qual o ar é admitido pela parte frontal do motor e a saída dos gases ocorre na parte traseira do motor; Com exceção dos primeiros motores turbo-hélice e alguns poucos modelos atuais, o núcleo dos motores turbo-hélice são do tipo two-spool com turbinas livres no spool de baixa pressão, o qual aciona a hélice; O conceito de turbina livre significa que essas turbinas não são conectadas axialmente a nenhum estágio de compressor, dessa forma, a potência gerada pelas turbinas é utilizada somente para acionar a hélice; Entretanto, essa configuração implica no posicionamento das turbinas livres na parte mais traseira do motor, gerando um eixo de potência interno demasiadamente longo;

101 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Hélice Configurações de Motores Turbo-Hélice caixa de redução duto de admissão compressores turbinas parte frontal do motor parte traseira do motor flange da hélice câmara de combustão turbinas livre Componentes de um Motor Turbo-Hélice Twin-Spool

102 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Hélice Configurações de Motores Turbo-Hélice Dentre os motores turbo-hélice comerciais, a família de motores de maior sucesso comercial são os motores da família Pratt & Whitnney PT6, os quais possuem duas características construtivas: O acionamento da hélice é realizado por uma turbina livre, a qual não possui conexão física com as turbinas do núcleo do motor (ou seja, essa turbina não esta conectada a nenhum compressor, somente a caixa de redução e a hélice); Configuração de fluxo reverso de ar no motor, ou seja, o ar entra pela parte traseira do motor e a exaustão ocorre pela parte dianteira; A combinação da configuração de fluxo reverso e spool de turbina livre, independente ao spool do núcleo, permite acomodar a turbina livre próxima a hélice, reduzindo o tamanho e peso do motor;

103 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Hélice Configurações de Motores Turbo-Hélice caixa de redução câmara de combustão turbinas parte frontal do motor parte traseira do motor flange da hélice turbina livre duto de admissão compressores Componentes do Motor Turbo-Hélice Pratt & Whitney PT6

104 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Hélice Motores Turbo-Hélice em Aeronaves Comerciais Embraer EMB-312 Tucano 1 Motor Turbo-Hélice Pratt & Whitney PT6A-25 núcleo do tipo two-spool, hélice tri-pá de 2,38m de diâmetro, 750shp cada 3 estágios de compressores axiais e 1 estágio centrifugo, 1 estágio de turbina axial e 1 estágio de turbina livre; câmara de combustão anular de fluxo reverso

105 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Hélice Motores Turbo-Hélice em Aeronaves Comerciais Embraer EMB-110 Bandeirante 2 Motores Turbo-Hélice Pratt & Whitney PT6A-27 núcleo do tipo two-spool, hélice tri-pá de 2,42m de diâmetro, 680shp cada 3 estágios de compressores axiais e 1 estágio centrifugo, 1 estágio de turbina axial 1 estágio de turbina livre; câmara de combustão anular de fluxo reverso

106 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Hélice Motores Turbo-Hélice em Aeronaves Comerciais Embraer EMB-120 Brasília 2 Motores Turbo-Hélice Pratt & Whitney PW118A núcleo do tipo three-spool, hélice quadri-pá de 3,2m de diâmetro, 1800shp cada, 2 estágios de compressores centrífugos, um em cada spool, 2 estágios de turbinas axiais, um em cada spool e 2 estágios de turbina livre, câmara de combustão anular de fluxo direto

107 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Hélice Motores Turbo-Hélice em Aeronaves Comerciais Beechcraft B-100 King Air 2 Motores Turbo-Hélice Honeywell [Garrett] TPE331-6 núcleo do tipo single-spool, hélice tri-pá de 2,28m de diâmetro, 715shp cada, 2 estágios de compressores centrífugos, 2 estágios de turbinas axiais; câmara de combustão anular de fluxo direto

108 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Hélice Motores Turbo-Hélice em Aeronaves Comerciais Saab Motores Turbo-Hélice General Electric CT7-9B núcleo do tipo twin-spool, hélice tri-pá de 3,35m de diâmetro, 1750shp cada, 5 estágios de compressores axiais e 1 estágio centrífugo, 2 estágios de turbinas axiais e 2 estágios de turbina livre, câmara de combustão anular de fluxo direto

109 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Hélice Motores Turbo-Hélice em Aeronaves Comerciais Lockheed C-130 Hercules 4 Motores Turbo-Hélice Alisson [Rolls-Royce] T56-A15 núcleo do tipo single-spool, hélice tri-pá de 4,41m de diâmetro, 4590shp cada, 14 estágios de compressores axiais, 4 estágios de turbinas axiais, câmara de combustão anular de fluxo direto

110 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Eixo Descrição Geral dos Motores Turbo-Eixo Prof. Giuliano Gardolinski Venson Engenharia Aeronáutica

111 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Eixo Introdução aos Motores Turbo-Eixo Os motores turbo-eixo, assim como os motores turbo-hélice, são motores baseados em turbinas a gás utilizados com a finalidade de geração de energia mecânica rotacional na forma de torque; Em aplicações aeronáuticas, os motores turbo-eixo são utilizados principalmente para acionamento dos grandes rotores principais de helicópteros, acionados por um sistema de redução de velocidade; Como o eixo dos motores turbo-eixo geralmente são montados horizontalmente e o eixo dos rotores de helicópteros são montados verticalmente, o acoplamento entre esses é feito através de uma sistema de transmissão diferencial; Em muitos helicópteros comerciais são utilizados dois motores turbo-eixo acionando um rotor principal, garantindo redundância em caso de falhas;

112 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Eixo Componentes Básicos de Motores Turbo-Eixo Componentes Principais de um Motor de Potência Turbo-Eixo

113 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Eixo Configurações de Motores Turbo-Eixo A maioria dos motores turbo-eixo são motores de fluxo direto, ou seja, motores no qual o ar é admitido pela parte frontal do motor e a saída dos gases ocorre na parte traseira do motor; O núcleo dos motores turbo-eixo são do tipo two-spool com turbinas livres no spool de baixa pressão, o qual aciona a caixa de redução que esta conectada ao eixo de potência; Comumente o eixo de potência dos motores turbo-eixo é montado coaxialmente e internamente ao eixo dos compressores (de forma semelhante a configuração twin-spool), com exceção de alguns poucos motores, o eixo é montado em uma estrutura externa ao motor; Nos motores turbo-eixo, os gases de exaustão não geram parcela significativa de empuxo;

114 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Eixo Configurações de Motores Turbo-Eixo eixo de potência compressores turbinas turbinas livre caixa de redução Componentes de um Motor Turbo-Eixo Twin-Spool com Turbina Livre

115 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Eixo Configurações de Motores Turbo-Eixo câmara de compressores turbinas turbina livre combustão eixo de potência Componentes de um Motor Turbo-Eixo Two-Spool com Turbina Livre

116 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Eixo Motores Turbo-Eixo em Aeronaves Comerciais Helibrás HB350 Esquilo 1 Motor Turbo-Eixo Turbomeca Arriel 1D1 núcleo do tipo two-spool, rotor tri-pá de 10.7m de diâmetro, 625shp total, 1 estágio de compressor axial e 1 estágio centrifugo, 1 estágio de turbina axial e 1 estágio de turbina livre; câmara de combustão anular de fluxo direto

117 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Eixo Motores Turbo-Eixo em Aeronaves Comerciais Eurocopter Cougar 2 Motores Turbo-Eixo Turbomeca Makila 1A2 núcleo do tipo two-spool, rotor quadri-pá de 15.6m de diâmetro, 1845shp cada, 3 estágios de compressores axiais e 1 estágio centrifugo, 2 estágios de turbinas axiais e 2 estágios de turbinas livre; câmara de combustão anular de fluxo direto

118 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Eixo Motores Turbo-Eixo em Aeronaves Comerciais Boeing CH-47 Chinook 2 Motores Turbo-Eixo Lycoming T55-GA-712 núcleo do tipo twin-spool, 2 rotores tri-pás de 18.3m de diâmetro, 3750shp cada, 7 estágios de compressores axiais e 1 estágio centrífugo, 2 estágios de turbinas axiais e 2 estágios de turbinas livre câmara de combustão anular de fluxo direto

119 Propulsão Aeronáutica Motores Turbo-Eixo Motores Turbo-Eixo em Aeronaves Comerciais Bell Motor Turbo-Eixo Pratt & Whitney PT6T-3 Twin-Pac núcleo duplicado two-spool, rotor bi-pá de 14.64m de diâmetro, 1800shp total, 3 estágios de compressores axiais e 1 estágio centrifugo cada núcleo, 1 estágio de turbina axial 1 estágio de turbina livre cada núcleo, câmara de combustão anular de fluxo reverso