2. motores a reação

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Motor à reação

Prof. Henrique Ribeiro

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Sistema de exaustão

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Sistema de escapamento

Função de direcionar para a atmosfera com velocidade, pressão e densidades adequadas, os gases de saída da turbina, para produção da tração requerida

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A temperatura na seção do escapamento pode variar de 550°C a 850°C

Com a utilização de afterburning a temperatura na seção do escapamento pode chegar até 1500°C

Embora nos motores tubo-jato a temperatura de descarga seja elevada, nos motores Turbo-fan e Turbo-hélices a temperatura dos gases de saída é menor

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O fluxo de ar deixa a turbina e entra na seção de escapamento a velocidade de 750 a 1200 Ft/s

Existe a perda de velocidade devido a fricção dos gases junto a parede interna do tubo e também devido ao turbilhonamento dos gases originários da turbina

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Os gases devem se expandir completamente, descarregando em fluxo laminar, isentos de turbilhonamentos e axialmente orientados

A performance de um motor à reação está relacionada à eficiência do sistema de escapamento

Alguns bocais têm a capacidade de variar sua área

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Os gases da turbina devem possuir velocidade de saída relativamente baixa que, na passagem pelo duto de descarga é consideravelmente aumentada, antes da descarga final pelo bocal

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Sistema de exaustão Sistema de escapamento

O material empregado no sistema de escapamento normalmente é o a liga de titânio ou níquel

Lâmina de Insulation são colocados em torno do ducto de escapamento para se evitar a transferência do calor de escapamento para a estrutura da aeronave

Insulation possui uma fina lâmina de aço com uma camada de manta (fibra) em seu interior

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Sistema de exaustão Tipos de bocais de escape

Aerodinamicamente, as formas de saídas dos bocais podem ser classificados como:

Bocal convergente

Bocal divergente

Bocal convergente-divergente

Bocal de seção variável

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Sistema de exaustão Bocal convergente ou convencionais

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Sistema de exaustão Tipos de bocais de escapamento

A escolha do tipo de bocal é determinada pela:

Temperatura dos gases na entrada da turbina

Fluxo gasoso

Pressão dos gases na área de escape

Temperatura dos gases de descarga

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Bocal convergente ou bocais convencionais

Empregado em vôo subsônico

Têm área saída fixa, na qual determina a velocidade e densidade dos gases

A área de saída não pode ser alterada, exceto pelo seu fabricante, pois qualquer modificação acarretará alterações consideráveis na performance do motor

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Sistema de exaustão Bocal convergente ou bocais convencionais

A velocidade de saída é mantida subsônica, para evitar a perda de eficiência que ocorreria caso o escoamento se tornasse sônica antes da saída do bocal

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Sistema de exaustão Bocal divergente

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Sistema de exaustão Bocal divergente

Empregados em motores turbo-eixo

A expansão faz-se principalmente na turbina e não se deseja o aumento de tração

A pressão estática aumenta enquanto a velocidade diminui

A tração produzida é chamada tração residual

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Sistema de exaustão Bocal convergente-divergente ou termo-propulsivo

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Utilizado em aeronaves supersônicas

Combinação do bocal divergente e convergente, com características semelhantes ao tubo de Venturi

Fim de se evitar o efeito “estrangulamento” que se produz por volta da velocidade do som

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Bocal convergente-divergente ou termo-propulsivo

Seção convergente

Projetada para manter velocidade subsônica os gases de descarga da turbina até que eles atinjam a garganta (junção), onde a velocidade é sônica

Seção divergente

Controle de expansão dos gases, possibilita que sua velocidade se torne supersônica

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Bocal convergente-divergente ou termo propulsivo

Consegue-se maior tração quando a velocidade de saída dos gases de descarga exceder Mach 1.0

Se o bocal for adequadamente projetado, pode-se obter até Mach 2,0 e razões de pressão na descarga em relação à atmosfera de 2:1, aumentando a força de tração (empuxo) produzida

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Quando a velocidade dos gases atinge a velocidade do som no ducto de escape, aumenta a pressão estática ficando acima da pressão ambiente.

Esta diferença de pressão cria um empuxo adicional proporcional a área de escape

F = Wa/g . (V2 – V1) + Wf/g . (Vj)+ Aj . ( Pj – Patm)

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Conclui-se que um motor equipado com este tipo de bocal apresentará maior tração quando comparado com outro de mesmo empuxo, se este estiver equipado com bocal convergente ou divergente

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Constituição

Seção circular onde o ducto pode ser uma combinação

Cilindros

Cones

Função

Aumentar ou diminuir o diâmetro periférico interno do orifício

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Sistema de exaustão Bocal de seção variável

Variação do bocal pode ser realizado de três maneiras:

Lâminas guias ou tipo iris

Tipo pálpebras

Cone móvel

A seção variável permite adaptar o bocal às diferentes condições de funcionamento

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Lâminas guias ou tipo iris

Filme after 1

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Tipo pálpebras

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Cone móvel

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Este tipo de bocal é normalmente controlado automaticamente e projetado para manter o correto balanceamento de pressão, temperatura em todas as condições de operação

Amplamente utilizados em motores que operam com afterburning

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Dispositivo de atuação dos bocais variáveis

Mecanismo elétrico

Mecanismo hidráulico

Mecanismo pneumático (mais utilizado)

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Nos motores de alto desempenho, com largas faixa operacionais, o emprego de bocais de área variável permite obter vantagens relativas de ruído, tração e economia de combustível

Os bocais ficam abertos para decolagem, em baixa altitude, após a decolagem, dependendo do tipo da aeronave

O bocal é fechado com o propósito de se conseguir empuxo necessário ao cruzeiro

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Sistema de exaustão Pós-combustor (afterburning)

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Utilizados para produzir um aumento no empuxo do motor por meio do aproveitamento do oxigênio remanescente no ar que atravessa o motor, pois somente ¼ do ar admitido é utilizado na combustão

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Constituição

1. Tubo metálico colocado após a saída da turbina

2. Injetores de combustíveis

3. Ignitores

4. Bocal variável

5. Estabilizador de chamas

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Sistema de exaustão Pós-combustor / Afterburning Control Unit

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Sistema de exaustão Pós-combustor / Afterburning Nozzle Control System

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Operação

O piloto da aeronave comanda a abertura do combustível e a operação dos ignitores

Por meio da manete de potência que também aciona os dispositivos da variação de entrada de ar do sistema de indução

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Bocal totalmente aberto / pós-combustor em operação

Bocal totalmente fechado / pós-combustor fora de operação

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Sistema de exaustão Pós-combustor (afterburning) / Aumento de empuxo

Aumento de potência – empuxo adicional de até 90% maior nas decolagens ao nível do mar.

Aumento do consumo de combustível – um aumento de 50% no empuxo é conseguido às custas de um aumento de até 150% no consumo de combustível

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Sistema de exaustão Pós-combustor (afterburning) / aumento de empuxo

O aumento do empuxo utilizando afterburning depende somente da razão absoluta entre as temperaturas

Razão da temperatura na seção do escapamento depois da pós-combustão e antes da pós-combustão

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Por exemplo, a temperatura quando o pós-combustor está desligado é de 640°C e quando está ligado é de 1081°C, portanto a razão entre as temperaturas é de:

TR = 1081°C / 640°C = 1,69

Logo, consegue-se um aumento de 30% de empuxo

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Consumo específico de combustível

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Afterburning e seu efeito na decolagem e em subida

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Supressor de ruídos

Comparação de ruído entre os tipos de motores à reação


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Comparação de fontes de ruídos entre os motores de baixa e alta razão de by-pass


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Sistema de exaustão Supressor de ruídos

A principal fonte de ruído em um motor à reação é o fluxo de descarga dos gases de escapamento

Também registra-se ruído na seção de admissão e compressão devido ao turbilhonamento nessas áreas

O princípio de funcionamento destes bocais consiste em aumentar o perímetro total do bocal, reduzindo o tamanho dos redemoinhos formados pela descarga dos gases quentes

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Objetivo – colocar os ruídos produzidos em uma faixa de freqüências acima da faixa audível, e ainda, freqüências mais altas são facilmente atenuadas com a distância

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Desvantagens

Significativa redução no empuxo devido à formação dos turbilhões, sendo essa redução crítica nos motores turbo-jato que têm velocidade dos gases sua principal forma de gerar tracão

Supressor de ruídos aumentam o peso e o arrasto produzido

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Motores Turbofan

Nestes motores com descarga misturada, o ar do fan junta-se aos gases de escapamento antes da descarga final para a atmosfera

A maior parte das ondas de choque, resultantes da mistura do ar frio do fan com os gases quentes da queima, passa a ocorrer no interior do duto e bocal de escapamento, assim ocorre uma atenuação do ruído produzido

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Alta razão de by-pass


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Baixa razão de by-pass


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Reverse Thrust

85% thrust85% thrust

15% thrust15% thrust

Net 25% to 30% thrustNet 25% to 30% thrust

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Sistema de exaustão Reversores de empuxo

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As aeronaves da atualidade por serem mais pesadas e mais velozes, a desaceleração e parada após o pouso constituem um sério problema

Nas aeronaves turbo-hélices os problemas foram resolvidos pela utilização de hélices de passo reversível

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Métodos de reverso de empuxo

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Tipo Clamshell doors

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Tipo Clamshell doors

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Tipo Fan Cold Stream Thrust Reverse

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Tipo Bucket Doors ou Hot Stream Thrust Reverse

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Tipo Bucket Doors ou Hot Stream Thrust Reverse

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Reverso do passo da hélice

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A ação dos reversores de empuxo não oferece inversão completa do sentido das forças de empuxo, pela impossibilidade de se desviar de 180° o escoamento, que comprometeria a operação do motor

Ocorre um desvio de 45° do escoamento em relação à direção normal de saída, contribuindo com aproximadamente 50% da tração normal do motor

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Um reversor de empuxo deve:

Possuir dispositivos mecânicos robustos, capazes de suportar esforços e temperaturas elevadas

Ser relativamente leve, oferecendo alta rentabilidade

Alta confiabilidade

Não afetar a operação do motor quando aplicado

Quando não aplicado, acomodar-se aerodinamicamente a configuração da nacele do motor, de modo a aumentar apreciavelmente a àrea frontal do mesmo

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Sistema de combustível

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Tipo de combustível

Acreditava-se que, para os motores à reação, qualquer tipo de combustível que pudesse ser bombeado poderia ser usado na queima, no entanto, ficou estabelecido que o tipo de combustível a ser usado, é o que possuir as seguintes qualidades:

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Qualidades dos combustíveis dos motores à reação

1. Baixa viscosidade -> o que permite ser bombeável, fluindo com facilidade em todas as direções, bem como a adequada pulverização do combustível nos bicos injetores, possibilitando melhores condições para a combustão

2. Alta volatilidade -> proporcionar partida rápida no motor, tendo combustão eficiente sob todas as condições operacionais

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3. Baixo ponto de congelamento -> permite manter sua viscosidade quando exposto a baixas temperaturas, em função da altitude de vôo que realiza

4. Ponto de Fulgor –> acima de 38°C, assim não desprende vapores inflamáveis à temperatura ambiente

5. Densidade –> a 20°C possui 0,80 kg/l

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6. Ponto de congelamento –> previne problemas de escoamento do combustível nos sistemas da aeronave, durante o voo a grandes altitudes e baixas velocidades (- 47°C)

7. Elevado poder calórico -> representa a quantidade de energia liberada na combustão, influenciando diretamente no consumo de combustível e na autonomia de voo

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Sistema de combustível Tipo de combustível


8. Não ser corrosivo -> garantindo maior vida útil para o sistema de alimentação, câmara de combustão, palhetas da turbina

9. Lubricidade -> permite minimizar adequadamente o atrito das peças móveis do sistema

10. Boa fluidez

11. Capacidade de bombeamento 12. Límpido –> livre de sujeira, sedimentos, ferrugem, água

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As especificações levaram ao emprego do combustível querosene, que é um produto do petróleo pelo processo de destilação

Designação nacional pela ANP –> QAV-1

Designação internacional –> JET- A-1

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Sistema de combustível Tipo de combustível

O querosene de aviação é comumente encontrado conforme as seguintes designações, dependendo do fabricante:

Petrobrás -> designação QAV ( querosene de aviação)

Sua fabricação: QAV-1 e QAV-4

2. Esso -> designação “Turbo Fuel” (combustível de jato)

Sua fabricação: turbo fuel A-1 / turbo fuel A / turbo fuel B

3. Shell -> designação JP (Jet Petroleum / Petróleo de Jato)

Sua fabricação: JP-1 / JP-2 / JP-3 / JP-4 / JP-5 / JP-6

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A ASTM (Sociedade Americana para testes de Materiais) publicou especificações técnicas definindo o grau de combustíveis empregados para uso nos motores à reação para os aviões comerciais, classificando-os como:

Especificações “A”, que inclui o querosene JP-5

Especificações “B”, que inclui o querosene JP-4

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Sistema de combustível Classificação dos combustíveis quanto à utilização

1. Recomendado -> é aquele especificado pelo fabricante e que a aeronave apresenta maior performance no seu desempenho

2. Alternado -> é o combustível que pode ser utilizado, porém com pequena perda de potência do motor. O uso deste combustível resulta no aumento de manutenção e também no custo

3. Emergência -> é aquele que causa danos significativos à aeronave. Deverá ter seu uso restrito a uma etapa

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Sistema de combustível O sistema de combustível, além de ser responsável pelo

fornecimento de combustível limpo, sem vapor, na pressão correta e no fluxo exigido pelo motor, ele também tem as seguintes funções:

Pulverização do combustível

Controle de RPM

Controle do fluxo de combustível em todas as fases operacionais do motor

Controle de temperatura dos gases de descarga

Parada do motor

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O sistema de combustível de uma aeronave está dividido em duas partes distintas:

1. Sistema da célula

2. Sistema do motor

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Sistema de combustível Sistema da célula -> relaciona todos os componentes instalados

no avião

1. Tanques + tubulações

2. Bombas auxiliares (booster pumps) -> instaladas no interior do tanque, e total ou parcialmente submersas no combustível / acionamento elétrico

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no avião

3. Válvulas de corte (Shutoff valves) -> interromper o fluxo de combustível no sistema / acionamento elétrico

4. Válvula de controle de transferência ( crossfeed valves) -> fim de proporcionar alimentação cruzada / acionamento elétrico

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no avião

5. Filtros de baixa pressão -> fim de reter as impurezas que o combustível possa conter / válvula de desvio (by pass) / detector de congelamento

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no avião

5. Válvula de alívio

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Sistema de combustível Sistema do motor -> relaciona todos os componentes do

motor

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Sistema de combustível Sistema do motor -> relaciona todos os componentes do

motor

1. Bomba principal (engine pump) -> fim de entregar combustível ao queimador com fluxo e pressão elevada / acionamento mecânico

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Sistema de combustível Sistema do motor

2. Aquecedor de combustível (fuel heater) -> fim de aquecer o combustível

a. Por troca térmica com o ar sangrado

b. Por troca térmica com o óleo do motor

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2. Aquecedor de combustível (fuel heater)

Visa assegurar, para o sistema, um fluxo constante de combustível, pois o gelo que se forma e’ fruto da solidificação de gotículas de umidade (água) em suspensão no combustível.

Estas gotículas, ao se congelarem, transformam-se em cristais de gelo que irão obstruir o elemento filtrantre do filtro principal, restringindo o fluxo normal de combustível para o consumo.

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a. Por troca térmica com o ar sangrado

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b. Por troca térmica com o óleo do motor

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3. Unidade de controle de combustível -> recebe o sinal de solicitação de potência e dosa a quantidade de combustível necessária para atender a potência solicitada

FCU (fuel control unit) – nomenclatura adotada pela Pratt & Whitney

MEC (main engine control) – nomenclatura adotada pela General Eletric

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Sistema de combustível3. Unidade de controle de combustível (FCU e MEC)

a. Sistema de dosagem

b. Sistema de computação

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a. Sistema de dosagem -> seleciona a razão de fluxo que deve ser fornecido aos queimadores, de acordo com a quantidade de empuxo solicitada pelo piloto, através da manete de potência

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b. Sistema de computação -> os sinais defletidos para a unidade controladora de combustível, provêm das seguintes condições ambientais e funcionais

1. Temperatura do ar na entrada do compressor (CIT)

2. Temperatura da entrada da turbina (TIT)

3. Pressão de descarga do compressor (CDP)

4. Temperatura dos gases de descarga (EGT)

5. Velocidade de rotação do motor (N2)

6. Posicionamento da manete de potência

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b. Sistema de computação -> todas estas condições afetam e são afetadas pelo fluxo de combustível, de maneira que o sistema de controle, através da unidade controladora de combustível, deve possuir dispositivos que analisem e respondam a essas condições.

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4. Injetores (fuel nozzles) -> dispositivo que pulveriza o combustível que alimenta a chama na câmara de combustão. Essa pulverização deve se processar de modo eficiente a fim de acelerar a vaporização do combustível que sofrerá a miscigenação mecânica com o ar, formando a mitura

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4. Injetores (fuel nozzles) / Estágios de pulverização

a. O primeiro e’ do tipo bolha, a baixa pressão de combustível forma um jato continuo

b. No segundo, uma pressão maior quebra os cantos do jato e este torna a forma de uma tulipa

c. No terceiro, a elevação da pressão do combustível encurta o jato de forma tulipa, aproximando-se do orifício, formando, assim, um jato finalmente pulverizado

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5. Transmissor de fluxo de combustível ->

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Sistema do motor

6. Controle de combustível de pós-combustão (afterburner) -> serve para dosar a quantidade de combustível entregue aos queimadores posteriores (se o motor for equipado com este dispositivo)

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Sistema de degelo do combustível

Objetivo

Assegurar, para o sistema, um fluxo constante de combustível, pois o gelo que ser forma é fruto da solidificação de gotículas de umidade (água) em suspensão no combustível

Essas gotículas ao se congelarem, transformam-se em “cristais de gelo” que irão obstruir o elemento filtrante do filtro principal, restringindo o fluxo normal de combustível para o consumo

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Sistema de degelo do combustível

Como se evita?

Com um sistema de trocador de calor (fuel heater) que, por troca térmica com o ar sangrado do compressor do reator ou, até mesmo com o óleo de lubrificação, evita a formação de gelo e, em alguns casos, promove o degelo do elemento filtrante do filtro

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Sistema de combustível Variação do consumo de combustível com altitude

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Sistema de combustível Sistema de combustível de um turbo-hélice

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Sistema de combustível Sistema de combustível de um turbofan

2. motores a reação

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