Motor a reação – Wikipédia, a enciclopédia livre

Motor a reação

Pratt & Whitney F100

Tipo	motor aeronáutico motor de combustão interna turbina a gás componente do avião (d) reaction engine (en) jet propulsion (en)

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Um motor a reação (AO 1945: reacção), também conhecido como motor a jato (AO 1945: jacto) ou ainda apenas como reator (AO 1945: reactor), é um motor que expele um jato rápido de algum fluido para gerar uma força de impulso, de acordo com Terceira Lei de Newton. Esta ampla definição de motor a jato inclui turbojatos, turbofans, foguetes e estatorreatores.

Os motores a reação surgiram, como conceito, no primeiro século depois de Cristo, quando Heron de Alexandria inventou o eolípila. Este usava vapor direcionado através de dois tubos de modo a conseguir movimentar uma esfera em seu próprio eixo. O invento nunca foi utilizado como fonte de energia mecânica, e os potenciais usos práticos da invenção de Heron não foram reconhecidos. Simplesmente foi considerado como uma curiosidade.

A propulsão a jato, literalmente e figurativamente, pode ser levada a sério com a invenção do foguete pelos chineses no século XI. Foguetes inicialmente foram destinados a simples fins, como no uso de fogos de artifício, mas gradualmente passaram a ser usados para propelir armamentos de grande efeito moral; neste ponto a tecnologia estagnou-se por séculos.

Em 1895, Pedro Paulet, um cientista e engenheiro peruano, desenvolveu o primeiro foguete de combustível líquido, com oxidante e combustíveis separados. Por essa contribuição, é considerado um dos pioneiros da era espacial.

Já no século XX, persistia o problema de que os motores a foguete eram ineficientes para serem usados na aviação. Em seu lugar, por volta dos anos da década de 1930, o motor a combustão interna em suas diversas formas (rotativos, radiais, ar-refrigerados e refrigerados a água em linha) eram os únicos tipos de motores viáveis para o desenvolvimento de aviões. Esses motores eram aceitáveis em vista das baixas necessidades de performance então exigidas, dado o menor desenvolvimento dos meios técnicos.

Entretanto, os engenheiros estavam já a prever, conceitualmente, que o motor a pistão era auto-limitado em termos de performance; o limite era e é dado essencialmente pela eficiência da hélice.^[1] Isto se dá quando as lâminas da hélice aproximam-se da velocidade do som. Se a performance do motor, assim como a do avião, aumentasse sempre, mesmo com essa barreira, ainda assim haveria a necessidade de se melhorar radicalmente o desenho do motor a pistão ou um tipo completamente novo de motor teria que ser desenvolvido.

Esta é a motivação que está por trás do desenvolvimento da turbina a gás, comumente chamada apenas por "motor a jato", a qual poderia ser quase tão revolucionária para a aviação quanto o primeiro voo de Santos Dumont.

Termojato
Amarelo: motor.
Verde: compressor.
Laranja: câmara de combustão.
Vermelho: duto de saída.

Coandă-1910.

Os desenvolvimentos mais adiantados então, eram motores híbridos em que uma força suplementar, externa, auxiliava na compressão. Neste sistema, (chamado termojato, desenvolvido por Secondo Campini) o ar era primeiramente comprimido por um ventilador movido por um motor a pistão convencional, e depois misturado com combustível e inflamado para obter o jato de empuxo.

Exemplos desse tipo de motor foram desenvolvidos por Henri Coandă no avião Coandă-1910 e, muito mais tarde, pelo Caproni Campini N.1 e o motor japonês Tsu-11 usado para equipar o avião Ohka, utilizado em missões de tipo kamikaze no fim da Segunda Guerra Mundial. Nenhum desses aviões obteve muito sucesso, e o CC.1 terminou por ser mais lento que os aviões equipados com motores convencionais.

A chave para motor a reação viável foi a turbina a gás, utilizando energia oriunda de um compressor para se autopropulsionar. A turbina a gás não foi uma ideia desenvolvida nos anos da década de 1930: a patente para uma turbina estacionária foi registrada por John Barber na Inglaterra em 1791. A primeira turbina a gás autopropelida, entretanto, foi construída em 1903 pelo engenheiro norueguês Ægidius Elling. As primeiras patentes para a "propulsão" a jato foram encaminhadas em 1917. Limitações do desenho e dos meios técnicos de engenharia e metalurgia aplicados na produção inviabilizaram, num primeiro momento, tais motores. Os principais problemas eram a segurança, confiabilidade, peso e, especialmente, a operação dos motores.

Em 1929 um estudante de aeronáutica, Frank Whittle, encaminhou suas ideias sobre um motor turbo-jato para seus superiores. Em 16 de janeiro de 1930, Whittle pediu sua primeira patente (concedida em 1932). A patente exibia um compressor de dois estágios axial seguido por um compressor centrífugo simples (single-sided). Mais tarde, Whittle concentrou-se apenas em simplificar o compressor centrífugo, por conta de uma variedade razões práticas.

Em 1935 Hans von Ohain iniciou um trabalho em um projeto similar na Alemanha, aparentemente sem conhecimento do trabalho desenvolvido por Whittle.

O primeiro motor desenvolvido por Whittle funcionou em 1937. Era alimentado com combustível líquido e possuía a bomba de combustível acoplada ao motor. O motor de von Ohain, desenvolvido cinco meses depois de Whittle, era abastecido por gás, sem ter um dispositivo de abastecimento acoplado. A equipe de desenvolvimento de Whittle passou por apuros por não conseguir parar o motor no seu teste, mesmo depois que este teve o combustível cortado. Isto se deu porque vazou combustível para dentro do motor, fazendo-o funcionar até queimar completamente o combustível vazado. Whittle infelizmente não conseguiu desenvolver um revestimento selante apropriado para o projeto, e assim que ficou para trás de Von Ohain na corrida para colocar um motor a jato no ar.

Ohain aproximou-se de Ernst Heinkel, um dos grandes empresários da indústria aeronáutica alemã da época, que imediatamente percebeu o potencial do projeto. Heinkel tinha recentemente adquirido a companhia Hirth de fabricação de motores e Ohain e seu mecânico chefe, Max Hahn, foram alocados em uma nova divisão da empresa Hirth.

Eles produziram seu primeiro motor, o HeS 1 em setembro de 1937. A contrário do projeto de Whittle, Ohain utilizou hidrogênio como combustível, abastecido por pressão. Seus desenvolvimentos posteriores culminaram na motor HeS 3, movido a gasolina e gerando 499 Kgf de empuxo (4,89 kN).

Este motor foi montado na compacta e simples fuselagem do He 178, pilotado por Erich Warsitz no início da manhã de 27 de agosto de 1939, no aeródromo de Marienehe, em um curtíssimo período de desenvolvimento. O He 178 foi o primeiro avião a jato do mundo.

O primeiro motor de Whittle estava tornando-se viável, e a companhia de Whittle, a Power Jets Ltd., começou a receber financiamento do Ministério do Ar. Em 1941, uma versão operacional do motor, chamada de W.1, gerando 454 Kgf de empuxo (4,45 kN) foi montada em um Gloster E28/39, voando pela primeira vez em 15 de maio de 1941 na base aérea da RAF de Cranwell.

Um problema encontrado em ambos os motores, chamados de motores de fluxo-centrífugo, no qual o compressor trabalhava empurrando o fluxo de ar para fora eixo central do motor, onde o ar era comprimido pela instalação de dutos divergentes, convertendo sua velocidade em pressão. Uma vantagem desse tipo de arranjo técnico era que ele já era bem conhecido, tendo sido implementado em compressores de alta-potência. Entretanto, dadas a limitações técnicas iniciais sobre o controle da velocidade do eixo do motor, o compressor necessitava ser muito grande para produzir o nível de potência necessário. Uma desvantagem a mais foi o fato do fluxo de ar ter que ser recurvado em direção à traseira do motor para a câmara de combustão e bocal do motor.

O austríaco Anselm Franz, da divisão de motores da Junkers (Junkers Motoren ou Jumo), resolveu estes problemas com a introdução do compressor axial, essencialmente uma turbina invertida. O ar que entra na parte dianteira do motor é levado para a seção traseira por uma ventoinha (dutos convergentes) na qual é comprimido contra uma seção de lâminas não rotativas chamadas estatores (dutos divergentes). Tal processo não é de modo algum tão potente quanto o compressor centrífugo, de forma que um número de pares de estatores e ventoinhas são colocados em série de modo a gerar compressão suficiente. Ainda que seja muito mais complexo, o motor resultante tem um diâmetro significativamente menor.

A Jumo atribuiu o número de motor 4, o Jumo 004. Depois de se resolverem muitas dificuldades técnicas, a produção em massa do Jumo 004 iniciou-se em 1944, com vistas a equipar o primeiro avião de combate à reação, o caça Messerschmitt Me 262. Por conta de Hitler desejar um novo bombardeiro baseado no Me 262, o avião chegou muito tarde para trazer qualquer alteração na posição alemã na Segunda Guerra Mundial. Entretanto o Me 262 seria sempre lembrado como primeiro avião a jato operacional. Após a Guerra, os aviões Me 262 foram extensivamente estudados pelos aliados, contribuindo no desenvolvimento dos primeiros caças a reação soviéticos e norte-americanos.

Os motores axiais foram melhorados desde a sua introdução. Com as melhorias na tecnologia de rolamentos, a velocidade do eixo do motor pode ser significativamente aumentada, reduzindo drasticamente o diâmetro das ventoinhas. Seu menor comprimento é uma característica vantajosa desse tipo de desenho. Seus componentes são, também, atualmente mais robustos dado que esses motores são mais suscetíveis a danos oriundos da penetração de objetos estranhos.

Os motores britânicos foram extensivamente licenciados pelos Estados Unidos (ver Missão de Tizard). Seu projeto mais famoso, o Nene também equipou aviões soviéticos após um acordo de troca de tecnologia. Projetos inteiramente norte-americanos não viriam até a década de 1960.

Há um grande número de tipos de motores a reação, todos eles propulsionados por um jato expelido em alta-velocidade.

Comparação entre (da esquerda para a direita) um turbo-hélice, um turbofan e um turbojato voando a 10 000 metros de altitude em diversas velocidades. Eixo Horizontal - velocidade em m/s. O Eixo vertical exibe o significado teórico.

Rendimento (η) como função da razão entre a velocidade dos gases de exaustão e a velocidade do avião (c/v).

O impulso do motor é igual à massa do ar, multiplicada pela velocidade com qual o motor a expele:

I = m c

onde m é massa do ar por segundo e c é a velocidade de exaustão. Em outras palavras, o avião voará mais rápido se o motor expelir a massa de ar com maior velocidade ou uma maior volume de ar na mesma velocidade. Entretanto, quando uma avião está em uma velocidade v, o ar move-se contra ele, criando arrasto na tomada de ar:

m v

Muitos tipos de motores a jato têm uma entrada de ar, a qual a qual fornece a quantidade de ar existente na exaustão. Motores a foguete convencionais, contudo, não têm entradas de ar. O comburente e o combustível devem ser ambos carregados no avião. Conseqüentemente, motores de foguetes não têm o arrasto da entrada de ar; a pressão bruta do bocal é a pressão líquida do motor. Assim, as características do empuxo de motor a foguete são completamente diversas das de um motor a jato que aspira ar.

O fluxo de ar do motor somente é utilizável se a velocidade do gás do motor, c, for maior que a velocidade do avião, v. O empuxo líquido é o mesmo como se fosse expelido com a velocidade c-v. Assim o empuxo é igual a

S = m (c-v)

O turbo-hélice tem uma grande hélice que desloca uma grande quantidade de ar até velocidades limitadas. Quando o avião excede certo limite de velocidade, a hélice não fornece mais potência (c-v < 0).

O turbojato e outros motores similares, movem uma massa de ar menor, assim como de combustível, que é expelida em velocidades mais altas com o auxílio de dutos convergentes/divergentes (convergent-divergent nozzle). É por isto que são adequados para o uso em velocidades supersônicas.

Por outro lado, a eficiência energética é maior quando o motor desloca uma grande massa de ar em relação à velocidade do avião. A fórmula exata, dada na literatura especializada,^[4] é

${\displaystyle \eta ={\frac {2}{1+{\frac {c}{v}}}}}$

Os turbofans de baixa permeabilidade possuem dois fluxos de exaustão de ar em diferentes velocidades (c1 e c2). A propulsão destes motores é dada por:

S = m1 (c1 - v) + m2 (c2 - v)

Onde m1 e m² correspondem à massa que passa de ar que passa por ambos exaustores. Estes motores são mais eficazes que os turbojatos puros em baixas velocidades; ao mesmo tempo, são mais eficazes em altas velocidades subsônicas que os turbo-hélices em geral. Por exemplo, à altitude de 10 mil metros, os turbo-hélices serão mais efetivos em velocidades ao redor de 0,4 mach; turbofans de baixa permeabilidade serão mais efetivos em torno de 0,75 mach; os jatos puros serão mais efetivos do que esses tipos de motores mistos em velocidades próximas de Mach 1 — a velocidade do som.

Motores a foguete são melhores em altas velocidades e altitudes. Sob qualquer aceleração, o empuxo e a eficiência do motor a foguete melhorará ligeiramente conforme o aumento da altitude (porque a queda da pressão do ar diminui aumentando o empuxo líquido no bocal do motor) enquanto que com os turbojatos (ou turbofans) a diminuição da pressão de entrada do ar (e dos gases quentes de saída) causam a queda do empuxo líquido com a altitude crescente.

Um motor turbojato é um tipo de motor de combustão interna normalmente usado para impulsionar aviões. O ar é sugado por um compressor rotativo e é comprimido, em sucessivos estágios para maiores pressões antes de passar pela câmara de combustão. O combustível é misturado ao ar comprimido e é queimado na câmara de combustão com o auxílio de ignitores. O processo de combustão eleva significativamente a temperatura do gás, fazendo com que os gases expelidos expandam-se através da turbina, na qual a força é extraída para movimentar o compressor. Embora este processo da expansão reduza a temperatura e a pressão do gás na saída da turbina, ambas estão ainda muito acima das condições naturais. O gás em expansão sai da turbina através dos bocais de saída do motor, produzindo um jato de alta velocidade. Se a velocidade do jato exceder a velocidade de voo do avião, existirá uma pressão de aceleração sobre a fuselagem.

Sob condições normais, a ação bombeadora do compressor impede a existência de qualquer contra-fluxo, facilitando o fluxo contínuo do motor. O processo inteiro é similar ao motor de quatro tempos, mas a admissão, compressão, explosão e exaustão se dão ao mesmo tempo em diferentes seções do motor. A eficiência mecânica do motor dependerá fortemente da razão de compressão (pressão de combustão/pressão de entrada) e da temperatura da turbina no ciclo.

A comparação entre motores a jato e motores a hélice é instrutiva. Um turbojato acelera intensivamente uma pequena quantidade de ar, enquanto um motor a hélice move uma relativamente grande quantidade de ar a uma velocidade significativamente menor. Os gases de exaustão rápidos de um motor a jato os fazem mais eficientes em altas velocidades, especialmente em velocidades supersônicas e em grandes altitudes. Em aviões mais lentos, requeridos para voos curtos, um avião equipado com uma turbina a gás que move uma hélice, comumente conhecido como turbo-hélice, é mais comum e muito mais eficiente. Aviões muito pequenos normalmente usam motores convencionais, a pistão, para mover a hélice, mas motores turbo-hélice pequenos estão ainda menores com o surgimento de melhorias na engenharia.

O turbojato descrito acima é um turbo jato de eixo simples, no qual um único eixo conecta a turbina ao compressor. Projetos que atingem altas pressões possuem dois eixos concêntricos, que melhoram a estabilidade durante a aceleração do motor. O eixo de alta pressão externo liga-se ao eixo da turbina. Este, com o pós-combustor, formam o núcleo ou gerador de gás da turbina. O eixo interno conecta-se ao compressor de baixa pressão da turbina. Ambos ficam livres para operar em velocidades ótimas.

Ver artigo principal: Turbofan

Turbofan

Um turbofan com pós-combustão Pratt & Whitney F100 do F-15 Eagle em teste na Base Aérea Robins, Georgia, Estados Unidos. O túnel atrás do motor permite que a exaustão e o barulho escapem. A tela à esquerda cobrindo a entrada de ar, é um acessório apenas para o teste, e impede que objetos estranhos sejam sugados para dentro do motor.

Grande parte dos aviões comerciais atuais são equipados com motores turbofans, nos quais um conjunto rotativo de palhetas (fan ou ventoinha) na entrada, impulsiona o ar não apenas para o centro do motor, mas também para um duto secundário periférico, chamado "bocal frio", sendo misturado aos gases de exaustão à baixa pressão da turbina antes de se expandir com os gases do fluxo principal. O fluxo direcionado para o centro do motor chega ao compressor de baixa pressão e em seguida ao compressor de alta pressão, que comprime o ar na câmara de combustão. Nesta câmara é injetado o combustível e a alta pressão provocada pela combustão da mistura impulsiona a turbina de alta pressão, que por sua vez impulsiona o compressor de alta pressão, pois são ligados por um mesmo eixo. Depois de impulsionar a turbina de alta pressão, os gases se expandem, gerando o empuxo e impulsionam a turbina de baixa pressão. Esta, por sua vez está solidária à fan (ventoinha) de entrada de ar e ao compressor de baixa pressão, pois todos estes elementos estão ligados a um mesmo eixo.

Na segunda metade do século XX havia pouca diferença entre motores a jato civis e militares, à parte o uso de pós-combustores em algumas aplicações (supersônicas).

Turbofans de uso civil dos dias atuais possuem um baixo empuxo específico (empuxo líquido dividido pelo fluxo de ar) para manter o barulho do jato a um mínimo aumentar a eficiência do combustível. Conseqüentemente a relação de permeabilidade (fluxo de ar secundário dividido pelo fluxo do núcleo) é relativamente alta (relações de 4:1 a 8:1 são comuns). Um único ventilador é necessário, dado que o baixo empuxo específico implica uma baixa pressão do ventilador.

Os turbofans atuais, no entanto, tem um empuxo específico relativamente alto, para maximizar o empuxo para uma dada àrea frontal, e o barulho sendo uma pequena conseqüência. Os fans multi-estágio são requeridos normalmente para alcançar um índice de pressão do fan relativamente alto necessário para um empuxo específico. Apesar de altas temperaturas na entrada da turbina são freqüentemente empregadas, o índice de passagem de ar secundário (bypass) tende a ser baixo (normalmente significativamente inferior a 2.0).

• Avião a jato
• Estatorreator
• Turbina

Referências

• Portal da aviação
• Portal da engenharia
• Portal dos transportes