Um motor de turbina de aeronave consiste em uma entrada de ar, compressor, câmaras de combustão, seção de turbina e exaustão. O empuxo é produzido aumentando a velocidade do ar que flui através do motor. Os motores de turbina são motores de aeronaves altamente desejáveis. Eles são caracterizados por uma operação suave e uma alta relação potência-peso, e usam combustível de jato prontamente disponível. Antes dos recentes avanços em materiais, design de motores e processos de fabricação, o uso de motores de turbina em aeronaves de produção pequena/leve era proibitivo. Hoje, vários fabricantes de aviação estão produzindo ou planejam produzir aeronaves leves/aerodinâmicas. Estas aeronaves menores com turbinas geralmente acomodam entre três e sete passageiros e são chamadas de jatos muito leves (VLJs) ou microjatos. [Figura 6-22]

6.9.1 Tipos de motores de turbina #

Os motores das turbinas são classificados de acordo com o tipo de compressores que usam. Existem três tipos de compressores: fluxo centrífugo, fluxo axial e fluxo centrífugo. A compressão do ar de entrada é alcançada em um motor de fluxo centrífugo, acelerando o ar perpendicular ao eixo longitudinal da máquina. O motor de fluxo axial comprime o ar por uma série de aerofólios rotativos e estacionários, movendo o ar paralelo ao eixo longitudinal. O design de fluxo centrífugo-axial usa os dois tipos de compressores para obter a compressão desejada.

O caminho que o ar percorre através do motor e como a potência é produzida determina o tipo de motor. Existem quatro tipos de motores de turbinas para aeronaves – TurboJet, Turboprop, Turbofan e TurboShaft.

6.9.2 Turbojato #

O motor turbojato consiste em quatro seções: compressor, câmara de combustão, seção de turbina e exaustão. A seção do compressor passa o ar de entrada em alta velocidade para a câmara de combustão. A câmara de combustão contém a entrada de combustível e o ignitor para combustão. O ar em expansão aciona uma turbina, que é conectada por um eixo ao compressor, sustentando a operação do motor. Os gases de escape acelerados do motor fornecem impulso. Esta é uma aplicação básica de compressão de ar, acendendo a mistura ar-combustível, produzindo energia para auto-sustentar a operação do motor e exaustão para propulsão. [Figura 6-23]

Os motores turbojato são limitados em alcance e resistência. Eles também são lentos para responder às aplicações do acelerador em velocidades lentas do compressor.

6.9.3 Turboélice #

Um motor turboélice é um motor de turbina que aciona uma hélice através de uma engrenagem de redução. Os gases de exaustão acionam uma turbina elétrica conectada por um eixo que aciona o conjunto da engrenagem redutora. A engrenagem de redução é necessária em motores turboélices, porque o desempenho ideal da hélice é alcançado em velocidades muito mais lentas do que as rotações operacionais do motor. Os motores turboélices são um compromisso entre os motores turbojato e os motores alternativos. Os motores turboélices são mais eficientes em velocidades entre 250 e 400 mph e altitudes entre 18.000 e 30.000 pés. Eles também têm um bom desempenho nas velocidades lentas necessárias para a decolagem e pouso, e são eficientes em termos de combustível. O consumo mínimo específico de combustível do motor turboélice normalmente está disponível na faixa de altitude de 25.000 pés até a tropopausa. [Figura 6-24]

6.9.4 Turbofan #

Os turbofans foram desenvolvidos para combinar alguns dos melhores recursos do turbojato e do turboélice. Os motores turbofan são projetados para criar impulso adicional, desviando um fluxo de ar secundário ao redor da câmara de combustão. O turbofan bypass ar gera aumento de empuxo, resfria o motor e ajuda na supressão de ruído de exaustão. Isso fornece velocidade de cruzeiro do tipo turbojato e menor consumo de combustível.

O ar de entrada que passa por um motor turbofan geralmente é dividido em dois fluxos separados de ar. Um fluxo passa pelo núcleo do motor, enquanto um segundo fluxo contorna o núcleo do motor. É este fluxo de ar de bypass que é responsável pelo termo “motor de desvio”. A taxa de desvio de um turbofan refere-se à relação entre o fluxo de massa de massa que passa pelo ventilador dividido pelo fluxo de ar de massa que passa pelo núcleo do motor. [Figura 6-25]

6.9.5 Turboeixo #

O quarto tipo comum de motor a jato é o turboeixo. [Figura 6-26] Ele fornece energia a um eixo que aciona algo diferente de uma hélice. A maior diferença entre um motor turbojato e turboeixo é que em um

O motor turboeixo, a maior parte da energia produzida pelos gases em expansão é usada para acionar uma turbina em vez de produzir impulso. Muitos helicópteros usam um motor de turbocombustível a gás. Além disso, os motores turboeixo são amplamente utilizados como unidades auxiliares de energia em grandes aeronaves.

6.9.6 Instrumentos do motor da turbina #

Instrumentos do motor que indicam pressão do óleo, temperatura do óleo, velocidade do motor, temperatura dos gases de exaustão e fluxo de combustível são comuns aos motores turbinas e alternativos. No entanto, existem alguns instrumentos exclusivos dos motores de turbina. Esses instrumentos fornecem indicações de relação de pressão do motor, pressão de descarga da turbina e torque. Além disso, a maioria dos motores de turbina a gás possui vários instrumentos de detecção de temperatura, chamados termopares, que fornecem aos pilotos leituras de temperatura dentro e ao redor da seção da turbina.

6.9.7 Relação de pressão do motor (EPR) #

Um medidor de taxa de pressão do motor (EPR) é usado para indicar a potência de um motor turbojato/turbofan. EPR é a razão entre a descarga da turbina e a pressão de entrada do compressor. As medições de pressão são registradas por sondas instaladas na entrada do motor e no escapamento. Uma vez coletados, os dados são enviados para um transdutor de pressão diferencial, indicado em um medidor EPR da cabine de comando. O design do sistema EPR compensa automaticamente os efeitos da velocidade e altitude do ar. Mudanças na temperatura ambiente requerem uma correção às indicações EPR para fornecer configurações precisas de potência do motor.

6.9.8 Temperatura dos gases de escape (EGT) #

Um fator limitante em um motor de turbina a gás é a temperatura da seção da turbina. A temperatura de uma seção de turbinas deve ser monitorada de perto para evitar o superaquecimento das pás da turbina e outros componentes da seção de exaustão. Uma maneira comum de monitorar a temperatura de uma seção de turbina é com um medidor EGT. O EGT é um limite de operação do motor usado para monitorar as condições operacionais gerais do motor. As variações dos sistemas EGT têm nomes diferentes com base na localização dos sensores de temperatura. Os medidores comuns de detecção de temperatura da turbina incluem o medidor de temperatura de entrada da turbina (TIT), medidor de temperatura de saída da turbina (TOT), medidor de temperatura da turbina interestatuária (ITT) e medidor de temperatura do gás da turbina (TGT).

6.9.9 Torquemeter #

A saída de potência do motor turboélice/turboeixo é medida pelo torquemeter. O torque é uma força de torção aplicada a um eixo. O torquemeter mede a potência aplicada ao eixo. Os motores turboélices e turboeixos são projetados para produzir torque para acionamento de uma hélice. Os torquemeters são calibrados em unidades percentuais, pés-libra ou psi.

6.9.10 Indicador N1 #

N1 representa a velocidade de rotação do compressor de baixa pressão e é apresentado no indicador como uma porcentagem de RPM de projeto. Após o arranque, a velocidade do compressor de baixa pressão é governada pela roda da turbina N1. A roda da turbina N1 é conectada ao compressor de baixa pressão através de um eixo concêntrico.

6.9.11 Indicador N2 #

N2 representa a velocidade de rotação do compressor de alta pressão e é apresentado no indicador como uma porcentagem de RPM de projeto. O compressor de alta pressão é governado pela roda da turbina N2. A roda de turbina N2 é conectada ao compressor de alta pressão através de um eixo concêntrico. [Figura 6-27]

6.9.12 Considerações operacionais do motor da turbina #

A grande variedade de motores de turbina torna impraticável cobrir procedimentos operacionais específicos, mas existem certas considerações operacionais comuns a todos os motores de turbina. São limites de temperatura do motor, danos em objetos estranhos, partida a quente, parada do compressor e flameout.

6.9.13 Limitações da temperatura do motor #

A temperatura mais alta em qualquer motor de turbina ocorre na entrada da turbina. A temperatura de entrada da turbina é, portanto, geralmente o fator limitante na operação do motor da turbina.

6.9.14 Variações de empuxo #

O impulso do motor da turbina varia diretamente com a densidade do ar. À medida que a densidade do ar diminui, o mesmo acontece com o impulso. Além disso, como a densidade do ar diminui com o aumento da temperatura, o aumento das temperaturas também resultará na diminuição do empuxo. Embora os motores motorizados e alternativos sejam afetados pela alta umidade relativa, os motores das turbinas sofrerão uma perda insignificante de empuxo, enquanto os motores retribuem uma perda significativa de potência do freio.

6.9.15 Danos em objetos estranhos (FOD) #

Devido ao design e função da entrada de ar de um motor de turbina, sempre existe a possibilidade de ingestão de detritos. Isso causa danos significativos, principalmente nas seções do compressor e da turbina. Quando ocorre a ingestão de detritos, é chamado de dano de objetos estranhos (FOD). O FOD típico consiste em pequenos cortes e amassados causados pela ingestão de pequenos objetos da rampa, pista de táxi ou pista, mas também ocorrem danos causados por ataques de pássaros ou ingestão de gelo. Às vezes, o FOD resulta na destruição total de um motor.

A prevenção da FOD é uma prioridade. Algumas entradas do motor tendem a formar um vórtice entre o solo e a entrada durante as operações do solo. Um dissipador de vórtice pode ser instalado nesses motores. Outros dispositivos, como telas e/ou defletores, também podem ser utilizados. Os procedimentos de pré-voo incluem uma inspeção visual para qualquer sinal de FOD.

6.9.16 Motor de turbina a quente/início pendurado #

Quando o EGT excede o limite seguro de uma aeronave, ele experimenta um “início quente”. É causado por muito combustível que entra na câmara de combustão ou rpm insuficiente da turbina. Sempre que um motor tiver um arranque a quente, consulte o AFM/POH ou um manual de manutenção adequado para obter os requisitos de inspeção.

Se o motor falhar em acelerar a velocidade adequada após a ignição ou não acelerar a rotação ociosa, ocorreu uma partida inativa ou falsa. Uma partida suspensa pode ser causada por uma fonte de alimentação de partida insuficiente ou mau funcionamento do controle de combustível.

6.9.17 Paradas do compressor #

As lâminas do compressor são pequenos aerofólios e estão sujeitas aos mesmos princípios aerodinâmicos que se aplicam a qualquer aerofólio. A lâmina do compressor possui um ângulo de ataque que é resultado da velocidade do ar de entrada e da velocidade de rotação do compressor. Essas duas forças se combinam para formar um vetor, que define o ângulo real de ataque do aerofólio em relação ao ar de entrada que se aproxima.

Um paralisação do compressor é um desequilíbrio entre as duas grandezas vetoriais, a velocidade de entrada e a velocidade de rotação do compressor. As paradas do compressor ocorrem quando o ângulo de ataque das pás do compressor excede o ângulo crítico de ataque. Neste ponto, o fluxo de ar suave é interrompido e a turbulência é criada com flutuações de pressão. As travas do compressor fazem com que o ar que flui no compressor desacelere e estagna, às vezes a direção invertida. [Figura 6-28]

As travas do compressor podem ser transitórias e intermitentes ou constantes e severos. As indicações de uma parada transitória/intermitente geralmente são um “bang” intermitente, pois o tiro pela culatra e a reversão do fluxo ocorrem. Se o estol se desenvolver e se tornar constante, uma vibração forte e um rugido alto podem se desenvolver a partir da reversão do fluxo contínuo. Freqüentemente, os medidores do convés de vôo não mostram uma parada leve ou transitória, mas indicam uma parada desenvolvida. As indicações típicas do instrumento incluem flutuações em RPM e um aumento na temperatura dos gases de escape. A maioria das paradas transitórias não é prejudicial ao motor e geralmente se corrigem após uma ou duas pulsações. A possibilidade de graves danos ao motor de uma parada de estado estacionário é imediata. A recuperação deve ser realizada reduzindo rapidamente a potência, diminuindo o ângulo de ataque da aeronave e aumentando a velocidade do ar.

Embora todos os motores de turbina a gás estejam sujeitos a paradas de compressores, a maioria dos modelos possui sistemas que os inibem. Um sistema usa uma palheta de guia de entrada variável (VIGV) e palhetas de estator variável, que direcionam o ar para as pás do rotor em um ângulo apropriado. Para evitar paradas de pressão do ar, opere a aeronave dentro dos parâmetros estabelecidos pelo fabricante. Se um compressor se desenvolver, siga os procedimentos recomendados no AFM/POH.

6.9.18 Flameout #

Ocorre uma eliminação na operação de um motor de turbina a gás em que o fogo no motor se apaga involuntariamente. Se o limite rico da relação combustível/ar for excedido na câmara de combustão, a chama vai explodir. Esta condição é muitas vezes referida como um rico flagrante. Geralmente resulta de uma aceleração muito rápida do motor, na qual uma mistura excessivamente rica faz com que a temperatura do combustível caia abaixo da temperatura de combustão. Também pode ser causado por um fluxo de ar insuficiente para suportar a combustão.

Uma ocorrência de flameut mais comum é devido à baixa pressão do combustível e baixas velocidades do motor, que normalmente estão associadas a vôos em altas altitudes. Essa situação também pode ocorrer com o motor estrangulado para trás durante uma descida, o que pode configurar o flameout de condição magra. Uma mistura fraca pode facilmente fazer com que a chama se apague, mesmo com um fluxo de ar normal através do motor.

Qualquer interrupção do fornecimento de combustível pode resultar em uma eliminação. Isso pode ser devido a atitudes incomuns prolongadas, um sistema de controle de combustível com defeito, turbulência, gelo ou falta de combustível.

Os sintomas de uma eliminação normalmente são os mesmos que seguem uma falha do motor. Se a eliminação for devida a uma condição transitória, como um desequilíbrio entre o fluxo de combustível e a velocidade do motor, um arranque aéreo pode ser tentado assim que a condição for corrigida. Em qualquer caso, os pilotos devem seguir os procedimentos de emergência aplicáveis descritos no AFM/POH. Geralmente, esses procedimentos contêm recomendações relativas à altitude e velocidade do ar, onde é mais provável que o airstart seja bem-sucedido.

6.9.19 Comparação de desempenho #

É possível comparar o desempenho de um motor alternativo e de diferentes tipos de motores de turbina. Para que a comparação seja precisa, a potência de empuxo (potência utilizável) para a usina recíproca deve ser usada em vez de cavalos de potência de freio, e o impulso líquido deve ser usado para os motores movidos a turbina. Além disso, a configuração e o tamanho do projeto da aeronave devem ser aproximadamente os mesmos. Ao comparar o desempenho, as seguintes definições são úteis: potência do freio (BHP) – a potência realmente fornecida ao eixo de saída. A potência do freio é a potência real utilizável. NET Thrust—O impulso produzido por um motor turbojato ou turbofan. Potência de empuxo (THP) – o equivalente de potência do empuxo produzido por um motor turbojato ou turbofan. Potência equivalente do eixo (ESHP)—Com relação aos motores turboélice, a soma da potência do eixo (SHP) entregue à hélice e THP produzida pelos gases de escape. A Figura 6-29 mostra como quatro tipos de motores se comparam no impulso líquido à medida que a velocidade do ar aumenta. Este valor é apenas para fins explicativos e não é para modelos específicos de motores. Os seguintes são os quatro tipos de motores:

• motor alternativo
• Turbina, combinação de hélice (turboélice)
• Motor de turbina incorporando um ventilador (turbofan)
• Turbojato (jet puro)

Ao traçar a curva de desempenho de cada motor, uma comparação pode ser feita com a variação máxima da velocidade da aeronave com o tipo de motor usado. Como o gráfico é apenas um meio de comparação, os valores numéricos de empuxo líquido, velocidade da aeronave e arrasto não são incluídos.

A comparação dos quatro motores com base no impulso líquido torna evidentes certos recursos de desempenho. Na faixa de velocidade mostrada à esquerda da linha A, o motor alternativo supera os outros três tipos. O turboélice supera o turbofan na faixa à esquerda da linha C. O motor turbofan supera o turbojato na faixa à esquerda da linha F. O motor turbofan supera o motor recíproco à direita de A linha B e o turboélice à direita da linha C. O turbojato supera o motor recíproco à direita da linha D, o turboélice à direita da linha E e o turbofan à direita da linha F.

Os pontos em que a curva de arrasto da aeronave cruza as curvas de empuxo de rede são as velocidades máximas da aeronave. As linhas verticais de cada um dos pontos para a linha de base do gráfico indicam que a aeronave turbojato pode atingir uma velocidade máxima mais alta do que as aeronaves equipadas com os outros tipos de motores. As aeronaves equipadas com o motor turbofan atingirão uma velocidade máxima mais alta do que as aeronaves equipadas com um turboélice ou motor recíproco.