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ndiceINTRODUO................................................................................................................................... 2 OBJECTIVOS..................................................................................................................................... 3 CLASSIFICAO DOS MOTORES DE REACO ................................................................... 4 FOGUETO ......................................................................................................................................... 5 ESTATORREACTORES ......................................................................................................................... 6 PULSORREACTOR ............................................................................................................................... 7 TURBORREACTORES ........................................................................................................................... 7 Tipos de turborreactores............................................................................................................... 8 Ciclo de funcionamento ................................................................................................................ 9 PARTES FUNDAMENTAIS DOS TURBORREACTORES....................................................... 11 DIFUSORES DE ADMISSO ................................................................................................................ 11 COMPRESSORES ............................................................................................................................... 12 Compressores centrfugos........................................................................................................... 13 Compressores axiais ................................................................................................................... 14 DIFUSOR PS COMBUSTO ............................................................................................................... 15 CMARA DE COMBUSTO ................................................................................................................ 16 TIPOS DE CMARA DE COMBUSTO .................................................................................................. 17 Cmara de combusto tipo CAN ................................................................................................ 18 Cmara de combusto tipo CANNULAR.................................................................................... 19 Cmara de combusto tipo ANNULAR ...................................................................................... 20 Modo de funcionamento da cmara de combusto .................................................................... 21 Contaminao ............................................................................................................................. 26 TURBINAS ........................................................................................................................................ 27 Inconvenientes para as ps das turbinas .................................................................................... 28 SISTEMA DE ESCAPE ......................................................................................................................... 29 SISTEMAS AUXILIARES DO MOTOR....................................................................................... 29 SISTEMAS DE AUMENTO DO RENDIMENTO........................................................................ 30 INJECO DE GUA .......................................................................................................................... 31 PS COMBUSTO.............................................................................................................................. 31 COMBUSTVEIS E LUBRIFICANTES........................................................................................ 32 MODIFICAES AOS MOTORES TURBOJACTO ................................................................. 33 TURBOFAN ....................................................................................................................................... 33 TURBOLICE .................................................................................................................................... 34 CONCLUSO ................................................................................................................................... 37 BIBLIOGRAFIA............................................................................................................................... 38

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IntroduoA ideia de utilizar o princpio da reaco em grande escala, atravs de foguetes, actualmente atribuda aos chineses e ter ocorrido durante o sculo XIII. No entanto, foi s aps a 2 Guerra Mundial que a tecnologia do uso de foguetes se desenvolveu e evoluiu por forma a considerar-se praticvel o seu uso seguro para viagens espaciais. Em 150 a.c., Hero um habitante de Alexandria no Egipto inventou um dispositivo constitudo por um torniquete esfrico, com vrios tubos interiores dispostos radialmente, alimentado a vapor. medida que a presso e o caudal do vapor aumentavam faziam rodar com maior velocidade o torniquete. Este dispositivo tomado como um rudimento da turbina a gs. Em 1687 o grande filsofo e matemtico ingls Sir Isaac Newton formula as 3 leis do movimento que esto na base da moderna propulso, as quais se resumem aos seguintes princpios tericos: Qualquer corpo permanecer em repouso ou em movimento uniforme (velocidade

constante) a menos que uma fora externa se exera sobre ele e lhe modifique esse estado; A resultante das foras que actuam sobre um corpo igual ao produto da massa desse corpo

pela acelerao produzida por tais foras; Para cada fora que se exerce sobre um corpo, este reage atravs duma fora igual de sentido oposto, segundo a mesma direco. Actualmente os motores de turbina de gs so o meio de propulso mais eficientemente usado na propulso de aeronaves tendo, inclusivamente, destronado os motores alternativos que at ao final dos anos 60, eram usados em grande escala.

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ObjectivosEste trabalho tem como objectivos o estudo sobre os constituintes relativos a turborreactores e turbojactos, bem como os seus modo de funcionamento. Faz-se uma classificao aos motores de reaco. E uma abordagem ao tipo e ao ciclo de funcionamento dos turborreactores e aos outros turbos, incluindo turbinas a gs. Como elementos constituintes destas mquinas trmicas, os diferentes tipos de compressores, cmaras de combusto e sistemas de escapes . Efeitos da velocidade e altitude dos diferentes tipos de motores. Por fim, falamos das modificaes a motores turbojactos.

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Classificao dos motores de reacoNum motor de reaco o sistema de propulso baseia-se na aplicao das leis de Newton: Qualquer corpo permanecer em repouso ou em movimento uniforme (velocidade

constante) a menos que uma fora externa se exera sobre ele e lhe modifique esse estado; A resultante das foras que actuam sobre um corpo igual ao produto da massa desse corpo

pela acelerao produzida por tais foras;

Fig.1_ Esquematizao do movimento das foras

Ento podemos considerar que os motores de reaco so todos aqueles que utilizam uma srie de gases, que so expulsos a grande velocidade e a presses elevadas, exercem uma fora em sentido contrario que podemos chamar de impulso ou avano. Dentro dos grupos de motores de reaco podemos dividir em quatro grandes grupos.

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FoguetoO fogueto diferente do turbojacto ou do motor de reaco por ter o agente oxidante carregado juntamente com a mquina. Em lugar de depender do ar circunvizinho para queimar o combustvel, o fogueto auto-suficiente. Isto significa que o foguete opera no vcuo, como no espao sideral. Na verdade o desempenho ser melhor no vcuo, pois no h dispndio de qualquer parcela do impulso para vencer as foras de atrito. Existem dois tipos de combustvel para motores de foguete: slido e lquido, que permitem a construo de motores a combustvel slido, lquido e hbridos. Nos motores de combustvel slido, a mistura propulsante, a que se d o nome de gro e composta pelo oxidante + combustvel + aglutinante, transportada na mesma cmara onde se d a combusto. Em geral, so motores com um tempo de queima muito curto (alguns segundos) e um impulso extremamente elevado. Neste tipo de motores o gro pode ser distribudo de duas maneiras: ou enche de forma macia todo o espao da cmara ou deixado um tnel oco por dentro da mistura e ao longo da cmara. Estas diferenas destinam-se a modificar a rea de combusto e, em consequncia, a presso na cmara e o impulso do motor. Nos motores de combustvel lquido, o combustvel e o oxidante so transportados em contentores separados e injectados na cmara onde deflagram. Nestes motores podemos regular o impulso a cada instante variando a entrada dos fluidos na cmara de combusto. So caracterizados por um impulso bastante inferior aos slidos mas possuem um tempo de queima muito mais elevado (vrios minutos). Os hbridos so compostos por uma cmara com um combustvel slido, onde injectado um oxidante lquido. Apresenta a vantagem de ter um impulso elevado, do motor slido, e facilmente regulvel, do motor lquido. Acontece que a sua tecnologia algo complexa, e na maioria das aplicaes torna-se mais vivel a utilizao de um foguete de dois andares, com um slido e outro lquido, do que a utilizao de um nico andar hbrido.

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EstatorreactoresOs estatorreactores so motores a reaco auxiliares que carecem de compressores e turbinas, pois a compresso efectua-se pela alta presso dinmica devido alta velocidade que necessrio imprimir ao estatorreactor para o seu funcionamento. O ar depois de comprimido, submete-se a um processo de combusto numa cmara e depois a expanso no sistema de escape. Tem de se ter em conta que esta forma de trabalho contnua. O principio de funcionamento dos estatorreactores o mesmo em todos os motores de reaco, ou seja, a variao da quantidade de movimento do ar entrada e do gs ar-combustivel sada igual. Tecnologicamente, os estatorreactores so os mais sensveis dos motores de reaco, porque no contm nenhuma pea mecnica em movimento, excepo da bomba de combustvel. Os componentes principais dos estatorreactores desde a admisso at escape: so o difusor de admisso, cmara de combusto e sistemas de escape. ento um sistema muito simples que funciona de maneira contnua: o ar que submetido a uma grande presso ( devido a grandes velocidades do suposto avio) entra no difusor de admisso do estatorreactor onde encontra um espao reduzido pelo qual a sua presso e temperatura aumenta de maneira considervel. O seguinte passo a combusto de todo esse ar, processo este que se executa na cmara de combusto, onde se encontram ejectores que expandem o combustvel finamente atomizado de maneira contnua. Quando o combustvel e o ar se encontram na cmara de combusto realizam-se uma srie de fascas encarregadas de inflamar a mistura, passo este chamado de combusto que como na maioria dos motores libertam uma grande quantidade de calor (700 C apesar da sua refrigerao), pelo qual necessrio um revestimento de cermica especial para as paredes do estatorreactor. A mistura final sai a grande velocidade pela sada de escape.

Fig. 2 _Estatorreactor

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PulsorreactorOs pulsorreactores tambm so motores de reaco, so muito parecidos aos estatorreactores, porque carecem de compressores e turbinas. A principal diferena no interior. Os estatorreactores tm um funcionamento de maneira continua enquanto que os pulsorreactores dispem dumas vlvulas no interior que permitem executar a combusto de maneira intermitente aos impulsos de alta frequncia. Muitos pensam que este sistema intermitente aumenta a potncia e o rendimento do motor graas preciso do seu sistema de regulao da combusto, outros pensam que esse aumento mnimo mas por ser um motor com mais componentes mveis que os estatorreactores existe maior risco de avarias mecnicas.

Fig. 3 _ Pulsorreactor

TurborreactoresOs turborreactores so motores pertencentes ao grupo das turbinas de ciclo aberto, com uma nica diferena para que se chame de turborreactor necessrio ter um compressor ou um turbocompressor, da vem o seu prefixo de turbo. Na actualidade os turborreactores no s esto incorporados na maior parte dos avies militares, sendo cada vez mais utilizados em avies de passageiros. Os turborreactores so mquinas com alto rendimento o que tambm tem os seus defeitos, por exemplo tm insuficincia potencial na descolagem, para evitar este inconveniente recorre-se ao sistema de ps combusto.

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O ar atmosfrico captado, comprimido e enviado para a cmara de combusto por uma entrada de ar e um compressor. Ele misturado com o carburante injectado na cmara e queimado de forma contnua. Os gases resultantes da combusto so evacuados para trs Tatravs de uma turbina e um sistema de escape. Uma parte da energia do gs utilizada pela turbina para por em movimento o compressor e os acessrios necessrios ao funcionamento do grupo.

Fig. 4 _ Turborreactor

Tipos de turborreactoresActualmente podem-se diferenciar at oito tipos diferentes de turborreactores. Diferenciamse entre si primariamente pelo fluxo, nico ou duplo, dentro de cada um destes podem-se tambm diferenciar segundo o numero de compressores utilizados, simples ou duplos e finalmente podem-se dividir os oito grupos segundo o tipo de compressor utilizado e a disposio deste. A principal diferena entre os reactores de fluxo nico ou duplo que nos de fluxo nico todo o ar que entra no motor submete-se compresso e depois a uma combusto parcial expandindo-se nas turbina para captar a energia necessria para mover o compressor. Nos de duplo fluxo somente uma parte do ar entra no motor, a outra parte do ar no submetida combusto acelerando unicamente pela aco das lminas do compressor, conseguindo um aumento do impulso com a quantidade do movimento obtida.

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Ciclo de funcionamentoO ciclo de funcionamento de um motor uma das caractersticas mais importantes j que se pode apreciar o rendimento em cada uma das suas fases. O processo a que se submete o ar e o gs arcombustvel para o funcionamento das turbinas de gs e turborreactores o ciclo de Brayton: Em 1 entra o ar que comprimido at 2 numa compresso adiabatica. Logo que o ar entra na cmara de combusto o ar comprimido. Ali junta-se uma quantidade de combustvel e queimado. Ao produzir-se a combusto realiza-se a evoluo 2-3. Tipicamente isobrica. Como na cmara de combusto entra tanto fludo como sa, a presso quase no varia. A temperatura T3, uma temperatura critica pois corresponde maior temperatura do ciclo e de maior presso. Portanto os elementos submetidos T3 sero os mais solicitados. Na continuao vem a expanso dos gases at presso ambiente. Esta expanso deve-se dividir em 2 fases. Na primeira (3-3) o trabalho da turbina recupera-se para accionar o compressor. Na segunda fase (3-4) existem duas opes: 1. Entre 3 e 4 instala-se uma turbina o trabalho de expanso converte-se em trabalho mecnico. Trata-se de um turbopropulsor o que normalmente se chama turbina a gs. 2. Entre 3 e 4 segue com a expanso dos gases na tubeira, o trabalho de expanso converte-se em energia cintica nos gases. Esta energia cintica serve para impulsar o motor. Trata-se de um turborreactor o que normalmente se chama motor de reaco. Finalmente os gases de combusto evacuam-se para a atmosfera em 4. A evoluo 4-1 virtual e corresponde ao arrefecimento dos gases at temperatura ambiente.

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Se bem que este ciclo se realiza normalmente como ciclo aberto tambm possvel realiza-lo como ciclo fechado. Ter um fludo de trabalho que siga as evolues do ciclo, entre 2 e 3 introduzse calor externo e entre 4 e 1 retira-se. Tambm possvel realiz-lo sem combusto interna, Os componentes principais da mquina: Um

turbocompresor que toma o ar ambiente (a P1 e T1) comprime-o at P2 (evoluo 1 - 2). Este processo pode-se supor adiabtico. Em geral politropica. Logo que o ar comprimido at P2 passa cmara de combusto. Ali introduz-se uma certa quantidade de combustvel que se queima. A temperatura dos gases sobe at T3. A combusto praticamente isobrica (evoluo 2-3). Na continuao dos gases quentes e a alta presso expandem-se na turbina T1.A turbina acciona o turbocompressor por meio de um eixo. A expanso na turbina at 3 uma expanso politropica (evoluo 3-3).

Alternativa 1: Turbopropulsor

Logo os gases de escape se seguem expandindo atravs de uma segunda turbina de potncia at alcanar a presso ambiente P4 (evoluo 3-4).Esta turbina de potncia fornece trabalho ao exterior. Tipicamente o trabalho serve para accionar um gerador ou outro mecanismo (hlice no caso de avies com turbopropulsor ou hlices no helicptero). Este caso similar ao anterior at ao ponto 3. A diferena que dali em diante a segunda turbina substituda por um sistema de escape. O potencial de presso dos gases de escape em 3 convertido em energia cintica. Os gases saem em C4.

Alternativa 2: Turborreactor

O trabalho de expanso convertem-se em energia cintica e os gases do motor saem a grande velocidade, produzindo um impulso pelo princpio de aco reaco.

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Partes fundamentais dos turborreactores

Difusores de admisso

O sistema de admisso de ar num motor de reaco tem de cumprir um requisito indispensvel, a correcta canalizao do fluxo do ar at ao compressor, este fluxo de ar deve estar livre de distores, com estabilidade e ser capaz de transformar a maior parte da energia cintica em energia devido presso. Uma das caractersticas muito importantes dos difusores de admisso a forma da conduta de admisso que por vezes depende da situao do motor no avio, sendo as de melhor rendimento as de seco recta at ao eixo do motor, isto sem mudana de direco, isto difcil de manter em casos como o de duplas condutas de admisso. Isto mesmo ocorre nos avies, segundo estes esto equipados para velocidades subsnicas ou supersnicas. Difusores subsnicos: pode obter-se um alto rendimento de admisso, se as perdas por frico nas paredes da conduta e a separao do fluxo de ar forem mnimas. Difusores supersnicos: o requisito indispensvel e que o faz diferente dos outros tipos de difusores, que a conduta entrada convergente e divergente no momento que a velocidade do ar dentro da conduta for igual ao Mach 1 ( Mach 1=1024Km/h). O que o rendimento incrementa bastante mais se for utilizado uma conduta de admisso de geometria variada.

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Fig. 5 Curvas de variao de P, Ptot, T, Ttot e C na admisso

CompressoresOutra das partes que compem os turborreactores so os compressores. O compressor uma mquina, que como o seu prprio nome diz, se encarrega de comprimir o ar ou qualquer outro gs. H vrios tipos de compressores segundo o seu tipo, medidas, materiais, capacidades, etc.; os mais utilizados na industria aeronutica so os chamados centrfugos e os axiais.

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Compressores centrfugosOs compressores centrfugos foram os primeiros utilizados em motores de reaco, a sua relativa facilidade de fabricao era e compatvel com a grande massa de ar que pode chegar a comprimir quando a elevao de presso exigida no muito elevada. Este tipo de compressores est formado principalmente por trs componentes: o rotor, o difusor e o colector. O rotor est montado sobre um eixo, um conjunto que est apertado no crter. Por uma parte o ar tem a sua entrada a este no difusor e depois de ter passado por uma espiral que depois de passar o rotor sa com diferentes presses pelo colector. O efeito de que o ar se comprima devido ao girar do rotor, a sua grande velocidade arrasta o ar pela aco de uma fora centrifuga at periferia, aparecendo assim o incremento de presso, velocidade e temperatura.

Fig. 6 _ Compressores centrfugos

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Compressores axiaisOs compressores axiais pela sua configurao, elevado rendimento e facilidade de montagem e de vrios escales, tiveram um grande desenvolvimento na tcnica da propulso a reaco. A principal diferena em relao ao centrifugo que no axial a corrente de ar segue uma direco sensivelmente paralela ao eixo do motor, a velocidade radial nula. Distam tambm dos centrfugos pelo numero de partes de que so compostos, nos axiais os componentes bsicos so o rotor e o estator ou difusor. O seu funcionamento um pouco diferente do centrifugo. Devido rotao do jogo da s lminas do rotor , o ar adquire uma velocidade tangencial a qual proporciona um momento cintico relativo ao eixo do rotor mediante a qual se comunica um trabalho ao ar para elevao da presso.

Fig.7 _Compressor Axial

Fig. 8_ Comparao dos rendimentos do compressor

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Difusor ps combusto a parte do motor compreendida entre a descarga de ar do compressor e a cmara de combusto. A misso fundamental deste difusor consiste em reduzir a velocidade da sada do ar do compressor, para facilitar a atomizao do combustvel com o ar nas cmaras. A reduo da velocidade produz-se de maneira espectacular nos motores com compressores centrfugos, j que o ar que sai do compressor deve mudar de 90 graus a direco da velocidade.

Fig. 9_ Ps combusto

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Cmara de combustoNas cmaras de combusto produz-se o chamado ciclo de combusto. As cmaras so compostas por uma srie de partes: O ncleo da cmara: est recoberto interiormente por um material cermico, o qual protege a Injectores: esto repartidos pelas paredes do ncleo de forma que possam repartir o combustvel Chama: na maioria das cmaras, a chama o sistema mais utilizado para inflamar a mistura. parte exterior do ncleo, feito normalmente de metais de grande resistncia (metal linear). uniformemente em todo o espao. Consiste num tubo de material muito resistente ao calor, na ponta do qual expulsa uma chama de maneira contnua. A geometria das cmaras de combusto, tem vindo a sofrer constantes ajustes, desde h 50 anos, sendo agora possvel usufruir de alguma variedade de configuraes bsicas. Tais estudos de desenvolvimento do especial nfase a : Estabilidade de chama (ao nvel do mar e em altitude). Reduo de tamanho. Reduo de Nox, CO e hidrocarbonetos no queimados. Aumento do tempo de vida. Controlo da distribuio de Temperatura entrada da turbina. A intensidade, estabilidade e eficincia da combusto dependem fortemente do escoamento, da turbulncia produzida e da transferncia de calor para as paredes no interior da cmara. Por todas estas razes muito do esforo inicialmente empregue incidiu no estudo dos parmetros internos da cmara de combusto, sendo para tal construdos prottipos, que permitiram a realizao de diversos estudos relativamente ao comportamento real das cmaras. S mais recentemente surgiram simulaes computacionais, que permitiram diminuir significativamente o custo das experincias, possibilitando ainda a anlise simultnea de um maior numero de variveis, com vista a uma optimizao da geometria das cmaras. Tais simulaes tornam possvel prever intensidades de turbulncia, taxas de reaco (incluindo taxas de formao de poluentes), assim como transferncias de calor, convectiva e radiactiva, no reproduzindo, contudo, a realidade na sua totalidade, razo pela qual so complementadas com testes laboratoriais. Os primeiros modelos de cmaras de combusto tinham escoamento invertido, como se mostra esquematicamente na Fig-10. Tal geometria era utilizada, principalmente, para aproximar o compressor da turbina, sendo defendida a ideia que tal configurao evitaria vibraes derivadas da rotao do veio.

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Futuros desenvolvimentos no desenho dos veios, tornaram possvel eliminar vibraes em veios longos, permitindo finalmente utilizar cmaras sem inverso do escoamento.

Fig. 10 Cmara de combusto com inverso do escoamento

Estas novas cmaras, sem inverso de escoamento, permitiram que o desenvolvimento se tornasse mais simples, se bem que ainda hoje se utilizem as primeiras em certos tipos de avio, com baixa restrio relativamente rea transversal ocupada pela cmara. Em cada tipo de cmara a reaco qumica encontra-se confinada ao interior de um revestimento metlico (metal linear) perfurado que se encontra montado dentro da armao exterior (outer casing). O escoamento do ar entre a armao exterior e o revestimento metlico, mantm o metal dentro de temperaturas consideradas aceitveis.

Tipos de cmara de combustoAs actuais cmaras de combusto podem-se dividir nas seguintes categorias: CAN CANNULAR ANNULAR

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Cmara de combusto tipo CANComeou por ser utilizada (Fig-11) nos primeiros motores com compressores axiais, passando mais tarde para motores com compressores radiais. Derivam de um desenvolvimento directo das primeiras cmaras Whittle, encontrando-se dispostas radialmente, por forma a receber o ar proveniente do compressor. Cada cmara possui um cilindro interior para a combusto, volta do qual existe um revestimento. Estes cilindros encontram-se todos interligados, trabalhando a uma mesma presso e permitindo a propagao da combusto.

Fig. 11 Cmara de combusto tipo CAN

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Cmara de combusto tipo CANNULAREste segundo tipo de cmara marca o ponto de viragem entre as primeiras cmaras, as CAN e as mais recentemente utilizadas, as cmaras Anulares, ou Annular. Os cilindros que acolhem a combusto encontram-se envolvidos por um mesmo revestimento exterior. Esta disposio combina a facilidade de manuteno com a forma compacta do sistema anular.

Fig. 12 Cmara de combusto tipo CANNULAR

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Cmara de combusto tipo ANNULAR

A CMARA ANULAR CONSTITUDA POR UM NICO COMPARTIMENTO PARA A CHAMA, DESTA VEZ COM FORMA ANULAR. A GRANDE VANTAGEM DESTE TIPO DE CMARA RESIDE NO SEU COMPRIMENTO, QUE INFERIOR QUANDO COMPARADO COM O DAS DESCRITAS ANTERIORMENTE, CLARO PARA A MESMA POTNCIA. PARA UMA MESMA POTNCIA DE SADA O COMPRIMENTO DA CMARA CERCA DE 75% DE UMA CANNULAR, COM O MESMO DIMETRO, PERMITINDO POUPAR QUER NO PESO, QUER NO CUSTO. A OUTRA GRANDE VANTAGEM, PASSA PELA ELIMINAO DE EVENTUAIS PROBLEMAS DE PROPAGAO DE CHAMA ENTRE AS VRIAS CMARAS.

Fig. 13 _ Cmara de combusto tipo ANNULAR

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As cmaras annulares so as que actualmente renem mais vantagens. Vantagens e desvantagens relativas entre os trs tipos de Cmaras: CAN VantagensFcil controle da razo Ar/Combustvel. Facilidade e baixo custo de manuteno. Pouca quantidade de ar para realizar testes.

CANNULAR VantagensFcil ignio. rea transversal mnima. Queda de

ANNULAR Vantagens DesvantagensGrandes da quantidades de ar em testes. Construo mais elaborada.

DesvantagensGrande peso/tamanho dos componentes. Queda de presso elevada. Vrios dispositivos de ignio. Ignio simultnea complicada.

Desvantagensrazes

Dificuldades em obter Melhor ar/combustvel controle razo ar/combustve l. Melhor controle presso temperatura de sada. Simplicidade de desenho. da uniformes circunferencialmente. Dificuldade em obter temperaturas de sada uniformes. Queda elevada. Manuteno dispendiosa. de

presso mnima. Peso/comprime ntos baixos.

Grandes quantidades de Menor comprimento. ar em testes

Modo de funcionamento da cmara de combustoA figura mostra a configurao tpica de uma cmara CANNULAR, onde possvel

visualizar, entrada, uma passagem de rea divergente. Esta passagem tem como principal funo reduzir a velocidade do escoamento proveniente do compressor (100-150m/s), para uma velocidade bastante inferior (20-30 m/s) na zona de combusto. Essa entrada na cmara de combusto feita atravs de umas pequenas ps, Swirl Vanes, orientadas por forma a introduzir swirl no escoamento de aproximao.

Fig. 14 _ Efeito de Swirl

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COM AJUDA DO SWIRL INTRODUZIDO, ESTABELECE-SE UMA ZONA DE ESCOAMENTO, COM SENTIDO contrrio, nas partes centrais e posteriores da cmara, contribuindo para a estabilizao da chama na zona de recirculao, onde a velocidade relativamente baixa (Figura-). Numa turbina de gs moderna a chama estabilizada, como j foi referido, pela produo de uma zona de recirculao no escoamento. Esta zona gerada pela combinao de trs mecanismos:

Jacto de ar que axialmente sofre efeito de Swirl para cada introduo de combustvel Rpida expanso dos jactos axiais na zona primria Gradiente adverso de presso devido a jactos radiais introduzidos no final da zona primria.

Fig. 15 _ Forma de escoamento no interior da cmara Para alm disso, o efeito de swirl toma um papel decisivo na forma como so distribudas as gotas de combustvel que saem do atomizador, e na intensificao da turbulncia necessria para uma rpida e correcta combusto dos reagentes. Os cilindros metlicos (Combustion Liners ou flame tubes ), que acolhem a combusto, apresentam vrios furos ao longo de todo o seu comprimento. Os mais pequenos tm a importante funo de arrefecer o metal, constitudo na maioria das vezes por uma liga do tipo Hastalloy X, pois permitem o desenvolvimento de uma pelcula protectora entre os gases quentes e o revestimento junto das paredes (Figura 16), atravs de uma fina camada de ar que se forma junto destas.

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Fig. 16 _ Tcnicas de arrefecimento das paredes internas da cmara

Seguem-se furos de maiores dimenses, os furos de diluio, que como o prprio nome indica, efectuam a diluio dos produtos resultantes da combusto. Por fim existem ainda furos para as passagens entre cmaras, que tornam possvel a igualdade de presses, entre as vrias zonas de combusto. Para que se crie a turbulncia necessria para uma combusto intensa, ter de existir uma queda de presso considervel atravs dos pequenos orifcios atrs mencionados. A queda total de presso na cmara dada pela soma das quedas no difusor, zona de queima, revestimento e para alm de outras, da queda de presso devida frico e acelerao dos gases quentes, medida que a sua densidade diminui. Para se obter a melhor performance do motor, a soma de todas estas quedas de presso, no dever ser superior a uma dada percentagem da presso entrada da cmara. Valores tpicos para a queda de presso: Cmara de combusto CAN CANNULAR ANNULAR % da presso entrada da cmara 7 6 5

Taxas de Reaco satisfatrias requerem, para alm de outras coisas, que o combustvel lquido seja atomizado em pequenas partculas.

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Durante as vrias fases de voo, desde a descolagem ao nvel do mar, at a uma altitude de cruzeiro, o caudal de combustvel sofre grandes variaes, de acordo com as necessidades de cada motor. Existem actualmente vrios tipos de injectores, por forma a satisfazer todas as condies desejadas, podendo ser classificados, de acordo com a forma de injeco, dentro das seguintes categorias: Atomizao atravs da presso Sopro de ar (Air blast) Vaporizao Pr-mistura/Pr-vaporizao

Os motores mais modernos possuem dois sistemas de alimentao do combustvel. Assim para caudais mais baixos, apenas um sistema com base num jacto de alta velocidade, atravs de pequenos orifcios est activo. medida que aumentam as necessidades, de combustvel e ar, entra em funcionamento o segundo sistema com orifcios maiores, por forma a fornecer todo o combustvel necessrio. O designado air blast nozzle, no mais do que um pequeno cone onde um escoamento de ar passa, criando uma elevada velocidade relativa entre o ar e o combustvel antes de este ser pulverizado em pequenas gotculas. Pode-se portanto dizer que o escoamento de ar contribu em grande parte para uma atomizao adequada do combustvel. A Figura- pretende mostrar as distribuies tpicas do escoamento de ar, nas zonas primria e de diluio.

Fig. 17_ Distribuio do escoamento numa cmara de combusto

Relativamente aos dispositivos de ignio, so utilizados para inflamar a mistura de ar/combustvel, no interior da cmara, produzindo entre 4 e 12 j de energia, necessitando para tal de alguns milhares de volts. Como se constata da ltima figura, s cerca de 12% do ar que entra na cmara, passa nas ps (Swirlvanes) que produzem o swirl de entrada, rodeando o combustvel vaporizado que entra pelo pequeno orifcio localizado no centro.

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A zona primria, na qual a razo ar/combustvel aproximadamente estequiomtrica, alimentada por cerca de 20% do caudal total. Estes caudais interagem de tal forma que o swirl produzido se mantm estvel na zona primria. Devido ao efeito de swirl, forma-se um gradiente radial de presso elevado, com uma presso relativa baixa no eixo da cmara. Dado que este efeito de swirl decai com o atrito, o gradiente radial de presso tem tendncia a diminuir, no sentido do escoamento. Tal facto significa que no eixo da cmara, na zona primria, a presso esttica aumenta da esquerda para a direita, levando a que este gradiente adverso na direco axial force a mistura a deslocar-se da direita para a esquerda, ao longo do eixo da cmara, criando uma zona de recirculao de gases quentes, necessria para produzir locais de baixa velocidade, nos quais a chama se pode estabilizar. A Figura17 localiza a zona de diluio, responsvel pela reduo da temperatura dos produtos da combusto, para um nvel considerado aceitvel, entrada da turbina. Ser necessrio um cuidado acrescido no arranjo e distribuio dos furos de diluio, para que os gases de combusto apresentem um perfil de temperaturas aproximadamente uniforme entrada da turbina. O comprimento desta seco da cmara tem de estar compreendido entre 50 a 70% do dimetro da cmara , para uma mistura e combusto completas. A grandes altitudes, a reduo de presso provoca um abaixamento das taxas de reaco, levando a que parte da combusto tenha lugar na zona de diluio. Por esta razo, a eficincia da combusto apreciavelmente inferior em altitude, quando comparada com a situao ao nvel do mar. Por tudo isto uma cmara desenhada para grande eficincia em altitude, necessita de uma zona de diluio, no com 70% do dimetro, mas com cerca de um dimetro, em comprimento. Para completar o processo de reaco e consumir os nveis elevados de CO, H- e combustvel por queimar na zona primria, introduzido ar numa zona intermdia. O abaixamento da temperatura e o excesso de oxignio provocam uma diminuio das concentraes de CO e H-. O ar de diluio introduzido na parte posterior da cmara, para reduzir as altas temperaturas dos gases da combusto.

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ContaminaoOs turborreactores lanam para a atmosfera principalmente trs tipos de compostos qumicos: Composto do ar ambiente : N2, O2 e Ar Produtos de combusto completa: CO2 e H2O Poluentes que no so queimados: Co, CH e fumos assim como Nox.

A reaco qumica global pode-se expressar na forma geral seguinte:

C mHn + G (a N 2 + b O2 + c Ar + d CO2 + e H2O) x1 N 2 + x2 O2 + x3 Ar + x4 CO4 + x5 H2O+ + x6 CO + x7 CxHy + x8 NO + x9 NO2 As concentraes de cada poluente emitido dependem tanto das condies de funcionamento da cmara de combusto como da tecnologia utilizada. HC 19,6 g/KN Nvel de contaminao (OACI)CO 118 g/KN

Nox 108 g/KN

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TurbinasA turbina aproveita parte da energia cintica da expanso dos gases que fluem da cmara de combusto, convertendo-a em potencial para arrastar o compressor e os acessrios. Aproximadamente uma tera parte da energia total disponvel do produzido na combusto a necessria para o arrastar do compressor. De maneira que a turbina solidria com o mesmo eixo do compressor esta d uma ajuda extra na hora de comprimir o ar, cada vez o compressor ir mais rpido e consequentemente far todo o processo mecnico. As turbinas so formadas por uma srie de ps, o numero o tamanho e a inclinao destes depender dos resultados que se queiram obter. Estas ps giram a grandes velocidades. A turbina de fluxo axial est composta por dois elementos principalmente: o rotor e as ps. Os jactos de a gases procedentes da combusto esto dirigidos contra as ps rotativas ca turbina numa direco tal que fazem possvel que a energia cintica dos gases se transformem em energia mecnica criada pela rotao da roda da turbina. As ps guia encarregam-se de encaminhar esses gases.

Fig. 18_ Esquema das ps da turbina

Existem dois tipos de ps de turbina: os de aco ou impulso e os de reaco. Trabalham pelo impulso do ar sobre eles que fazem girar o rotor. As turbinas podem ser de um ou vrios escalonamentos. Quando a turbina tem mais de um as ps guia ou directores esto intercalados entre cada das rodas do rotor assim como entrada e sada da turbina, formando cada conjunto de ps fixas uma tubeira para a roda da turbina que se segue. O grupo de ps de sada serve para direccionar a corrente antes do passo tubeira de escape.

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Inconvenientes para as ps das turbinasAs turbinas esto expostas simultneas temperaturas velocidades elevadas. fundamental limitar estes inconvenientes a fim de evitar o deterioramento das ps .Por efeito se aos quais as ps so submetidas, so muito elevadas, pode-se produzir um escorregamento das molculas que constituem o metal e um alongamento da p. Este fenmeno chama-se fluncia, e torna-se importante conhecer a resistncia fluncia das ps das tubinas a fim de assegurar o funcionamento em limites bem determinados. Determinamos esta resistncia fluncia medindo o alongamento de um prevete de metal submetido a determinadas condies durante algum tempo. Obtemos ento uma curva de fluncia que representa as caractersticas do metal.

Fig.19 _ Curvas de fluncia

Para evitar a fluncia, importante limitar a temperatura, mas tambm assegurar uma repartio correcta dessa temperatura na roda da turbina. A repartio ideal sobre uma p ser ter a temperatura mais elevada na seco mdia , e a temperatura mais fraca na base e na extremidade das ps. Como no se pode obter esta repartio ideal, procuramos no melhor, proteger as bases das ps. Existe uma relao entre a temperatura e a dureza do metal, que permite verificar o estado das turbinas medindo a dureza.

Fig. 20_ Curva dureza/Temperatura

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Sistema de escapeA sada de escape o ultimo dos componentes. A funo principal a de evacuar os gases de sada o mais rpido possvel. Mesmo que no parea a forma destes realmente importante para o funcionamento global, sendo as mais eficientes aqueles que expulsam os gases com mais velocidade. Por tanto as sadas de escape podem ter diferentes formas, sendo as convergentes as mais utilizadas. Existem ainda escapes divergentes, escapes de seco varivel e escape supersnico.

Sistemas auxiliares do motorNos turborreactores encontram-se uma srie de elementos que ajudam ao funcionamento, estes so chamados sistemas auxiliares. Entre estes podemos encontrar o sistema de arranque, o sistema de inflamao, o sistema de lubrificao, o sistema de proteco contra o gelo na admisso, o sistema de refrigerao e o sistema de proteco contra os incndios. Sistema de arranque: este sistema encarrega-se de fazer girar o rotor de maneira que este adquira

velocidade e assim poder iniciar o ciclo. Para fazer girar todo este grupo necessrio muita potncia, potncia que ser proporcionado pelo impulso. Sendo necessrio 100Cv para um impulso de 5000Kg. Este trabalho pode ser realizado por trs elementos distintos, estes so: motores elctricos, turbinas a ar ou turbinas a gs. Sistema de inflamao: este sistema encarrega-se de acender a mistura na cmara de combusto. Sistema de lubrificao: este sistema tem o objectivo de diminuir o atrito entre as peas

mecnicas, melhorando o rendimento do motor evitando aquecimentos localizados e diminuindo o desgaste entre as peas. Para se conseguir bons resultados necessrio introduzir uma quantidade de leo entre as peas em deslizamento.

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Sistema de proteco contra o gelo na admisso: frequente nos voos de alta altitude a

temperatura exterior baixe dos zero graus centgrados pelo que o impulso dos reactores se v afectado. Para impedir a formao de gelo utiliza-se uma soluo muito simples que consiste em aquecer a conduta de admisso com o ar proveniente do compressor. O sistema anti-gelo reduz a massa do ar para reaco, consequentemente tambm reduz o impulso pelo qual este sistema s se dever utilizar em momentos oportunos. Sistema de refrigerao: o sistema mais importante do conjunto, sem o qual no se poderiam

realizar trajectos longos. O objectivo do sistema muito simples, refrigerar o turborreactor contrariar as altas temperaturas que estes podem atingir. Normalmente utilizam-se entradas de ar auxiliares nos turborreactores, onde o ar que entra circula atravs de umas condutas at s partes que necessrio reduzir a temperatura. Em alguns casos, incluindo as ps so ocas no seu interior o que permite essa refrigerao. Sistema de proteco contra os incndios: geralmente os turborreactores esto munidos de um

sistema de deteno de incndios( detector trmico e sinal de sinalizao)e de um sistema de extino de incndio (garrafas extintoras e rampas de pulverizao).

Sistemas de aumento do rendimentoNeste captulo pode-se comprovar a evoluo tecnolgica no sector aeronutico durante os ltimos anos. Vrios sistemas, desenhados principalmente nos anos 80 e 90 que incrementam de maneira notvel as prestaes dos turborreactores. Os sistemas deste tipo mais conhecidos so: a injeco de gua e a ps combusto.

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Injeco de guaA FINALIDADE DESTE SISTEMA A DE CONTRARIAR O EFEITO DE DIMINUIO DO IMPULSO NOS DIAS DE ELEVADA TEMPERATURA. A INJECO DE GUA PODE-SE DAR EM TRS LUGARES DISTINTOS DO TURBORREACTOR: NA ADMISSO DE AR NO COMPRESSOR, NA SECO DO CRTER DO DIFUSOR PS COMPRESSOR, JUSTAMENTE ANTES DAS CMARAS DE COMBUSTO E POR ULTIMO NAS PRPRIAS CMARAS. OS PROCEDIMENTOS DE INJECO PODEMSE REALIZAR DE MANEIRA INDIVIDUAL OU EM SIMULTNEO CONFORME SEJA NECESSRIO. A injeco nas cmaras de combusto onde o incremento de rendimento maior, faz-se com cerca de 30% de metanol e ento quando o aumento de impulso se obtm principalmente pelo efeito de refrigerao do ar que atravessa o motor. Em geral o que se consegue com esta injeco uma refrigerao interior que permite reduzir o trabalho necessrio para geral igual impulso. Mas este sistema no pode funcionar em todo o momento, s recomendado a sua utilizao na descolagem. As razes so vrias mas um pouco difceis de compreender.

Ps combustoO seu principio de funcionamento relativamente simples mas a sua utilizao no se fez definitivamente at meados dos anos 80. A ps combusto consiste em injectar combustvel depois da turbina na tubeira de sada fazendo uso de 75% de excesso de ar no gs quente do escape, portador de oxignio sem estar queimado. Esta adio de calor aumenta a velocidade de sada dos gases e portanto o impulso. A combusto utiliza-se em curtos perodos de tempo, normalmente para incrementar o impulso na descolagem e assim diminuir a longitude da pista. Utiliza-se em curtos perodos de tempo porque o consumo de combustvel aumenta de forma exagerada. Exageradamente aumenta tambm o impulso final, chegando facilmente a aumentos de 60% respectivamente ao impulso sem ps combusto. O principal inconveniente da ps combusto, parte do consumo de combustvel, o de incremento de temperatura nas condutas de escape, por isso muito importante constru-las em materiais realmente resistentes ao calor.

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Combustveis e lubrificantesSem este par de fludos, hoje em dia no se poderia viajar na maioria dos transportes. Sem combustvel os motores no poderiam funcionar, mas sem lubrificantes faziam-no por um espao de tempo muito reduzido. Os combustveis utilizados actualmente no sector aerodinmico so combustveis derivados do petrleo e so essencialmente dois: a querosene e o JP-4. realmente a suas caractersticas so muito parecidas: 1. Querosene: produto obtido a partir da destilao do petrleo numa percentagem que oscila entre os 0 e 100% na gama de 177 a 266 grados centgrados, tem um peso especfico mdio de 0.8363 e um poder calorfico de 10133 Kcal/Kg. 2. JP-4: Destila-se entre os 66 e 260 graus centgrados, tem um peso especfico mdio de 0.7523 e um poder calorifico de 10305 Kcal/Kg. So muito parecidos, o JP-4 supera por pouco a querosene, j que o primeiro pesa menos e queima melhor, mas necessitasse de mais calor para a sua destilao. Actualmente esto-se a estudar novos combustveis como a querosene sinttica ( que j muito utilizada), o metanol lquido e o hidrognio lquido. Embora os dois ltimos sejam mais apropriados para o sistema de reaco chamado fogueto. Os lubrificantes so outro dos fludos importantes para o bom funcionamento dum motor de reaco. Se bem que num princpio se utilizam os mesmos lubrificantes que no motor alternativo, o progressivo desenvolvimento dos motores de reaco, obtendo maiores impulsos, temperaturas e presses, conduziram fabricao de lubrificantes cujo ponto de inflamao se encontra por baixo das temperaturas a que se encontram as partes lubrificadas. Entende-se por ponto de inflamao aquela temperatura qual a quantidade de vapor emitido o suficiente para formar a mistura de combustvel /ar por cima da superfcie do leo e que susceptvel de arder com uma chispa momentnea. Utilizam-se principalmente pois tipos de leos para lubrificar o motor, os de baixa viscosidade para voo a grandes alturas e baixas temperaturas e os de baixa viscosidade para baixas condies de presso junto a altas temperaturas de funcionamento.

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Modificaes aos motores turbojactoOs primeiros avies eram todos movidos a hlices, accionados por motores essencialmente idnticos aos dos automveis. O passo mais importante na aviao comercial ocorreu com a introduo de um motor turbojacto em 1952. Ambos os motores, a jacto e a hlice, apresentam os seus prprios benefcios e limitaes, sendo realizadas diversas tentativas, de modo a combinar as melhores caractersticas de ambos num s motor. Duas dessas modificaes resultaram num motor Turbolice (Propjet) e no motor Turbofan.

Turbofan o motor actualmente mais utilizado na aviao comercial. Fundamentalmente, o reactor Turbo Fan possui um sistema de pequenas ps (fan ou ventoinha) que trabalham no interior de uma carnagem, portanto o Turbo Fan um motor Turbo jacto com uma ventoinha na frente e uma carnagem em volta. Essas ps giram na mesma velocidade de rotao do eixo do motor (compressor-turbina), possuem dimetro externo bem menor do que o dimetro das ps das hlices. Produzem de 30% a 75% da fora de traco do motor. Por essas caractersticas tcnicas os motores Turbo Fan aceleram maior massa de ar que o turbo jacto. Do ar admitido pelo reactor, somente uma pequena quantidade, que passa atravs do fan, empregada na queima do combustvel (combusto da mistura). Do total admitido, 20% (razo de 5:1) empregado pelo reactor na queima, o que permite produzir acentuada traco com baixo consumo de combustvel e que o torna mais silencioso que os demais. A quantidade de ar que passa pela ventoinha chamada de razo de by pass, quanto maior esta razo, menos ar direccionado para a queima. Falando em outras palavras, na "boca" do reactor entram 100% de ar, 20% vo para a queima e os outros 80% passam pela ventoinha (fan) produzindo a traco (a ventoinha funciona como uma hlice). Os gases queimados antes de sarem para a atmosfera encontram-se com o ar tracionado pela ventoinha, com isso antes de se chocar com a atmosfera a temperatura do ar de escapamento j abaixa bastante reduzindo muito o barulho do motor. A grosso modo, a queima de combustvel serve muito mais para girar o fan (que produzir traco) do que propriamente produzir traco. Olhe no desenho abaixo para entender melhor.

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Fig. 21 _ Motor Turbofan

TurboliceO Turbolice um motor de reaco mista, pois , basicamente um motor Jacto Puro portando uma hlice. Entre o eixo e a hlice h um redutor de velocidade. A fora propulsiva deste motor produzida 90% pela hlice e 10% pelos gases de escapamento. Comparando-se o motor Turbolice com o motor Jacto Puro, nota-se:o

O Turbolice ligeiramente mais extenso, mais complexo e possui mais partes mveis; Fornece maior traco que o jacto puro em baixas velocidades consumindo menos combustvel; Em pousos e decolagens, o Turbolice acentua sua eficincia em virtude da hlice movimentar uma grande massa de ar; O motor Turbolice mais pesado que o Turbo Jacto.

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Fig. 22_ Turbolice

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Actualmente podemos encontrar alguns Turbolices portanto uma turbina extra, encarregada de accionar a turbina exclusivamente. Este tipo de motor bastante compacto e tem seu funcionamento diferente, o ar captado pela parte traseira do motor e a sada dos gases de escapamento feita na parte dianteira. Outra modificao vulgar em avies militares consiste na adio de ps combusto entre a turbina e a tubeira. Sempre que necessrio um impulso maior, como em descolagem ou situaes de combate, injecta-se combustvel adicional nos gases de escape ricos em oxignio que saem da turbina. Devido a esta energia adicional, os gases saem com uma velocidade superior, fornecendo um maior impulso. No motor a Ramjet consiste numa conduta com uma forma apropriada, sem compressor ou turbina, como se ilustra na figura,, utilizando por vezes na propulso a alta velocidade de msseis e avies. O aumento de presso num motor gerado pelo efeito de carga do ar admitindo a elevada velocidade contra uma barreira. Portanto, este tipo de motor precisa de ser acelerado at uma velocidade suficientemente elevada por uma fonte externa, antes de iniciar o funcionamento.

Fig. 23_ RamJet

O Ramjet funciona melhor quando voa acima de MACH 2 ou 3 (duas ou trs vezes a velocidade do som). A velocidade do ar reduzida at cerca de Mach 0.2, adicionado combustvel e queimado a esta velocidade, sendo os gases de combusto expandidos e acelerados na tubeira.

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Um motor Scranjet essencialmente um motor a ramjet no qual o escoamento do ar se realiza a velocidades supersnicas. Conseguem-se velocidades superiores que no anterior (da ordem de Mach 6 a 8).

Fig. 24_ Comparao dos vrios tipos de motores em funo da altura

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ConclusoComo concluso podemos afirmar que nos ltimos anos o grande avano tecnolgico desenvolvido nos pases industrializados fizeram possvel, em grande parte, a modernizao destes aparelhos, os reactores. No obstante, a evoluo destes tambm se deve ao estudo realizados por engenheiros especializados em matrias perifricas como a aerodinmica e a termodinmica. As quais ajudaram a melhorar em geral o rendimento global destes motores. Os objectivos deste trabalho embora que tenhamos bastante bibliografia no foi fcil interpretar toda essa bibliografia pois difere um pouco de autor para autor. Tentamos expor os temas de uma forma simples para melhorar e ampliar os conhecimentos sobre os turborreactores e turbojactos.

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Bibliografiaengel Yunus A., Boles Michael A., Termodinmica, terceira edio, McGraw-Hill Martins F., Manuel Dinstruction Turmo III C4 IV A, IV B, IV C, Turbomeca Smith J. M. ,Vanness H. C., Introduo termodinmica da Engenharia Quimica, 3 edio, Guanabara Koogan http://www.comunidades-fs.net/article.php?sid=413 http://www.cec.uchile.cl/~roroman/cap_10/t-gas01.htm http://www.elsitioaeronautico.com/Motores/T_Turbina.htm#compresorhttp://mecanica.uniandes.edu.co/publicaciones/revistas/mecanica_de_vuelo/98II/gjarbel/Turbinas.htm

http://www.simuvuelo.org/aeronautica/a05.htm http://www.latorretaonline.com/automocion/articulos/Motores%20de%20aviacion.pdf http://personales.ya.com/universal/TermoWeb/Compresores/PDFs/5-Compresores.pdf http://orbita.starmedia.com/~napsu/documentos/MOTORES%20TERMICOS.htm

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