Motores Térmicos. 8º Semestre 4º ano

Transcrição

1 Motores Térmicos 8º Semestre 4º ano

2 27. Ciclos de propulsão a jacto Ciclos de propulsão a jacto Funcionamento da turbina a gás Principio de funcionamento Turbo Compressor Combustor turbina à gás de fluxo axial Motor Turbo reactor (turbofan) Motor Turbo-hélice ou Turbopropulsor Reactores de Impulso (ramjet) Fórmulas de Cálculo Impulso Impulso específico Potência Propulsiva Rendimento de propulsão 2

3 27. Ciclos de Propulsão a Jacto Os motores de turbinas a gás são geralmente usados para propulsar aviões devido a apresentarem uma alta potência específica. As turbinas a gás de aviões funcionam num ciclo aberto denominado Ciclo de Propulsão a Jacto que difere do de Brayton pelo facto de os gases não serem expandidos da turbina até à pressão ambiente. 3

4 27.1 Funcionamento da turbina a gás Uma turbina a gás é, teoricamente, extremamente simples. Ela possui quatro partes: Um compressor para comprimir o ar que entra a alta pressão. Uma área de combustão para queimar o combustível e produzir gás com alta pressão e alta velocidade. Uma turbina para extrair a energia da alta pressão e alta velocidade do gás que flui da câmara de combustão. Um difusor (tubeira) para acelerar os gases que saem da turbina. 4

5 Funcionamento básico 5

6 Principio de funcionamento Na turbina a gás o ar é succionado directamente pelo compressor. O compressor é basicamente um cone moldado com pequenas palhetas de ventilador soldadas em filas (8 filas de palhetas são representadas aqui). O ar é forçado através dos estágios de compressão e sua pressão sobe significativamente. Em algumas turbinas à gás a pressão do ar pode subir até um factor de 30. 6

7 Turbo - Compressor As turbinas, o guia e o compressor estão montados no mesmo eixo, como uma só unidade turbina compressor 7

8 Combustor 8 O ar à alta pressão entra na área de combustão, onde um anel de injectores de combustível injecta o fluxo de combustível. O combustível geralmente é querosene, combustível de avião (JET A1), propano, ou gás natural. É difícil projectar a área de combustão porque o ar entra nesta área, à alta pressão movendo-se a centenas de quilómetros por hora, e é preciso manter uma chama queimando continuamente neste ambiente. A peça que soluciona este problema, é chamada de "flame holder", ou somente de "can" (lata). A "can" é uma peça de metal cilíndrica perfurada.

9 "flame holder", Os injectores estão à direita. O ar comprimido entra através das perfurações. A exaustão dos gases é feita pela esquerda. 9

10 27.2 Resumo da teoria de turbina a gás Uma turbina a gás simples é composta por quatro secções principais: um compressor, um combustor e uma turbina de força e um difusor. A turbina a gás funciona pelo principio do ciclo de Brayton, onde o ar comprimido é misturado com o combustível e queimado sobre condições de pressão constante. O gás quente resultante expande-se por uma turbina para executar trabalho. Em uma turbina a gás com 33% de eficiência, aproximadamente dois terços deste trabalho é gasto na compressão do ar. 10

11 Turbina à gás de fluxo axial 11

12 Motor Turbo reactor (turbofan) 12

13 Motor Turbo-hélice ou Turbopropulsor 13

14 Reactores de Impulso (ramjet) 14

15 Motor Turbojacto 15

16 Motor Turbojacto com afterburning 16

17 Fórmulas de Cálculo O motor move-se a uma velocidade V através do ar que se encontra a temperatura e pressão T o e P o respectivamente. Assumindo que o ar entra no compressor a velocidade V e é desacelerado numa compressão reversível adiabática, a temperatura e a pressão na entrada do compressor serão: pa o C V T T k a k a o o T T P P A saída do compressor: c k k a a P P T T (27.1) (27.2)

18 27.3 Fórmulas de Cálculo O trabalho requerido para mover o compressor é dado por: w c h 2 h1 cp T2 T1 (27.3) A equação de energia para uma combustão adiabática a pressão constante é dada por: H r T H 2 p T 3 (27.4) Assumindo que o combustível que se queima no combustor é querosene (JETA1) e que pode ser queimada outra parte na segunda câmara de combustão (afterburner) XC 10H22, 5O 2 58, 3 15 N 2 (27.5) 18

19 27.3 Fórmulas de Cálculo e os produtos da reacção XO2 58, 2 10XCO N 2 11XH 2O 155, 1 3 A Equação 27.4 transforma-se em: Q p H p T H 3 p T 2 (27.6) (27.7) Se a diferença de temperaturas entre o ar e o combustível forem ignoradas (27.8) Q p XH rp Dado T 3, as equações 27.7 e 27.8 podem ser resolvidas para X. Desde que o compressor absorva todo o trabalho da turbina: w c w t (27.9) 19

20 27.3 Fórmulas de Cálculo ou c pa T 2 T 1 c pp T 3 T RAC (27.10) Onde RAC é a relação Ar/Combustível em unidades de massa e os calores específicos também encontram-se em unidades de massa. RAC 15, 5 58, 3 28, X A equação é resolvida para T 4. Da definição da eficiência isentrópica da turbina tem-se: t h h 3 3 h h 4 4s T T 3 3 T T 4 4s (27.11) (27.12) 20

21 27.3 Fórmulas de Cálculo A pressão P 4 de saída da turbina, pode ser calculada de: 1 P 4 P3 1 T 3 T tt 3 4 k p k p (27.13) Se Y moles de combustível forem queimados na segunda câmara de combustão (afterburner) a mistura reactiva transforma-se em: Y C XO2 58, 2 10H22 XCO 2 11XH 2O 155, N (27.14) Resultando nos seguintes produtos de combustão: X YCO2 11X YH 2O 155, 1 X YO2 58, N (27.15) 21

22 27.3 Fórmulas de Cálculo A equação de energia para combustão adiabática a pressão constante é: (27.16) Q p H p T H 5 p T 4 Q e Y p H rp (27.17) O modo mais simples de resolver a equação é resolve-la em função de Y, tratando T 5 como uma variável independente. Sem perdas de pressão na câmara P 4 =P 5, dai, T 6 T 5 P P o 5 k p 1 kp (27.18) 22

23 Impulso A velocidade na saída do bocal é dada por: V T h 6 2 hp 5 p T6 Onde h p é a entalpia da mistura dos produtos. As unidades da equação são Quilojoules por Quilogramas de mistura. A equação ignora a velocidade dos produtos na câmara de combustão. Para calcular-se o impulso é necessário ter em conta que no tempo dt a massa de ar dm a é acelerada de V até V 6, e a massa de combustível dm c é acelerada até V 6, tendo como referencial um observador que se encontra no reactor. (27.19) F dm a V V dt dm V V V m N 6 c 6 m V a 6 c 6 (27.20) 23

24 Impulso específico Que pode ser reduzido a impulso específico em relação ao ar: F esp 1 RAC V V N/kg de ar/segundo 6 V 6 (27.21) ou pode ser reduzido a impulso específico em relação ao combustível: F esp RAC V V N/kg de comb./segu ndo 6 V 6 (27.22) Nas equações e o RAC é dado por: RAC 15,5 58,3 28, X Y (27.23) 24

25 Potência Propulsiva 25

26 Potência Propulsiva A potência desenvolvida através do impulso do motor, chama-se Potência Propulsiva Wp, que é o impulso vezes a distância a que esta força actua no avião por unidade de tempo. W p m V V m V V kw a 6 c 6 avião (27.24) 26

27 Rendimento de propulsão A razão entre o débito desejado (potência produzida para deslocar o avião) e o fornecimento necessário (a energia térmica do combustível libertada durante o processo de combustão) chama-se rendimento de propulsão. P Potência propulsiva Taxa de energia admitida W Q P adm (27.25) 27

28 Turbo reactor (em corte) 28

29 Turbo reactor (componentes) 29

30 Problema 27.1 Preencher os restantes dados da tabela sabendo que: P 2 /P 1 =15; T 1 =300 K; T 3 =1200 K; Rendimentos do compressor e da turbina 85% As unidades de X e Y são kilomoles por 73,8 kmol de ar 30

31 Turbina de avião com afterburning Ao nível do mar com (V=0) X Y X+Y T 5 T 6 Impulso V 6 (K) (K) N/kg comb /s N/kg ar /s (m/s) 1 0,198 0, ,198 0, ,198 0, ,198 0, ,198 0, ,198 0, ,198 0,778 31

32 Turbina de avião com afterburning Ao nível do mar com (V=0) X Y X+Y T 5 T 6 Impulso V 6 (K) (K) N/kg comb /s N/kg ar /s (m/s) 1 0,198 0,000 0, ,198 0,075 0, ,198 0,163 0, ,198 0,269 0, ,198 0,397 0, ,198 0,562 0, ,198 0,778 0,