TPE331 Training Course Familiarization

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TREINAMENTO DE FAMILIARIZAÇÃO DO MOTOR À REAÇÃO HONEYWELL TPE331 SÉRIES
POR RICARDO AUGUSTO DE ABREU BORGHI
Sobre o autor:
Ricardo Borghi é formado Mecânico de Manutenção Aeronáutica com registro na ANAC pelo CEMAH e EACON e posteriormente Técnico Aeronáutico com registro no Conselho Federal de Técnicos (CFT) formado pela Unieduc de Araraquara em Powerplant e Airframe, com mais de 25 anos de experiência em manutenção de motores à reação, Honeywell TPE331 Séries, TFE731 Séries, SAFRAN Turbomeca Arriel 1 & 2 e Arrius 1 &2 em níveis 1,2 e 3, Pratt & Whitney PT6 Séries e JT15 Séries e diversos sistemas de propulsão, qualificado como Perito Judicial Aeronáutico pelo IBPJ, atua para 8 tribunais estaduais e na esfera federal, também como assistênte técnico, cursando Engenharia Mecânica pela Universidade Anhembi Morumbi é gestor de manutenção e inspetor e gestor da qualidade em Heavy Maintenance na Division Turbos Brasil LTDA, acumulando experiências por todo Brasil, América Latina e América do Norte. 
IDENTIFICAÇÃO DO MOTOR E ESPECIFICAÇÕES
MODELO TÍPICO – TPE331-10UGR-511EX
 
TPE – MOTOR TURBOHÉLICE
 
331 – SÉRIE DESENVOLVIDA PELO FABRICANTE
 
-10 CLASSIFICAÇÃO DE POTÊNCIA
 
U – TOMADA DE AR PARA CIMA
 
G – PAR DE TORÇÃO – STRAIN GAGE
 
R – RESERVA AUTOMÁTICA DE PERFORMANCE (APR)
 
-511 CONFIGURAÇÃO
 
EX – EXPERIMENTAL
Comprimento total (sem hélice) 46” (1.168,4 mm)
Largura total 21” (533,4 mm)
Altura total 26” (660,4 mm)
Peso seco (sem opcionais) 335 Lb. (151, 96 Kg)
 
Potência requerida para partida 24VDC, 500 Amperes (800 Amperes momentâneos)
 
Potência requerida para operação 24VDC, 10 Amperes
 
Óleo, deverá ser utilizado apenas o especificado pelo fabricante, devendo ser totalmente substituído a cada 400 horas de operação se for óleo tipo I, e a cada 800 horas de operação se for óleo tipo II.
 
CONHECENDO O MOTOR
	O honeywell TPE331 é um motor turboélice de fluxo reverso que utiliza um compressor centrífugo de dois estágios, uma câmara de combustão anular e uma turbina axial de três estágios com uma caixa de velocidades integrada. As classificações de potência variam de 575 a 1250 cavalos de potência, dependendo do modelo e da instalação do motor.
	Em 1964, a versão turbohélice YT76 do grupo gerador TSE331desenvolvido para helicópteros foi selecionada para a aeronave de contrainsurgência norte americana OV-10ª Bronco, e entrou em serviço na Guerra do Vietnam em 1968. A Garrett desenvolveu simultaneamente uma versão comercial do motor, para o qual o cliente de lançamento foi o Mitsubishi MU-2 de transporte. Ao longo do tempo, vários modelos TPE331 mais potentes foram sendo desenvolvidos para aeronaves de aviação geral, como o Beech B100 King Air, Cessna Conquest 441, Commander Series, Piper Cheyenne IV e Mitsubishi Solitaire/Marquise e Merlin, Aplicações de aeronaves de passageiros incluídas.
	Um motor à reação turbohélice é um “convertedor térmico” podendo ser comparado à uma usina, cuja sua finalidade básica é converter a energia térmica contida no combustível fóssil em energia mecânica ou dinâmica.
A engenharia de construção do motor em si, prevê a transformação da elevada rotação e baixo torque do conjunto compressor/turbina em baixa rotação e elevado torque no eixo da hélice, extraindo o máximo possível de tração da hélice com o mínimo de perdas, produzindo assim o deslocamento da aeronave no ambiente atmosférico.
 
IMPELIDOR OU COMPRESSOR CENTRÍFUGO E DIFUSORA
 
TÍPICO COMPRESSOR (IMPELLER) CENTRÍFUGO DE 1º ESTÁGIO E SUA DIFUSORA.
A imagem acima mostra uma etapa do compressor centrífugo e seu difusor, dois elementos desse tipo de compressor são utilizados no motor TPE331.
A construção centrífuga desenvolve força pneumática absorvendo o ar da atmosfera pelo seu centro e descarregando em alta velocidade pela periferia pelo difusor, as “blades” divergentes do difusor se encarregam de converter o ar que está em alta velocidade em pressão, entregando para a etapa seguinte onde o processo se repete, agora por um circuito mais delgado, ampliando ainda mais a pressão e temperatura do ar.
A principal vantagem da construção centrífuga é a robustez tornando-o menos sujeito a danos por F.O.D e erosão de seus componentes.
SEÇÃO DA CÂMARA DE COMBUSTÃO
CÂMARA DE COMBUSTÃO ACOMODADA NO INTERIOR DO PLENUM E TRANSITION LINER
 
O motor TPE331 conta com uma câmara de combustão de construção anular fabricada com ligas especiais onde ocorre a combustão.
O ar de alta pressão descarregado no plenum é conduzido e penetrado para dentro da câmara de combustão, onde a energia pneumática se mistura com a energia química, o combustível e ocorre a atomização, gerando energia térmica.
Apenas 30% do ar é utilizado para a combustão, os outros 70% do fluxo de ar são permeados por orifícios na câmara e são responsáveis por centralizar o cone da chama, promovendo uma separação da câmara propriamente dita e formando uma “capa” resfriadora.
Toda essa energia térmica é dirigida para o liner de transição, que este, direciona para o conjunto de turbina. 
SEÇÃO DE TURBINA DE 3 ESTÁGIOS
O trabalho, ou potência é extraído dos gases quentes pelo conjunto da seção de turbinas de três estágios axiais, os gases entram na estatora de primeiro estágio, da qual, devido ao seu formato convergente, aumenta mais ainda a velocidade dos gases forçando se chocarem contra o primeiro estágio da turbina, forçando a rotação do mesmo, os gases seguem pela estatora de segundo estágio e roda de turbina e em seguida pela terceira etapa.
Observe que o diâmetro de cada etapa vai aumentando afim de que trabalho seja produzido de maneira uniforme a medida que a energia dos gases vai diminuindo ao avançar por cada etapa.
Passada a etapa de turbina, os gases são finalmente descarregados na atmosfera, podendo produzir até 10% de tração dependendo da aeronave que utiliza o motor. 
MÓDULO DA GERADORA DE GASES
Toda força rotacional produzida no processo de conversão de energia térmica em energia mecânica é utilizada para impulsionar o compressor e a caixa de engrenagens (Gear box) já que tudo está diretamente conectado no mesmo eixo; Aproximadamente 2/3 da potência produzida é utilizada para impulsionar o compressor e o excesso de toda energia não requerida para o compressor, é direcionada para a hélice para produzir tração útil à aeronave por meio da caixa de engrenagens.
A combinação, compressor, câmara de combustão e 
turbina, é denominada “GERADORA DE GASES”
O motor operando em 100%, o conjunto rotativo da geradora de gases, que é de um único eixo, manterá uma velocidade constante de 41.730 RPM (Revoluções por Minuto)
MÓDULO DA CAIXA DE ENGRENAGENS
 
Quando chegamos neste módulo, sabemos que ainda não houve trabalho útil, porque não se gerou tração ou impulso até aqui; Para se obter trabalho útil, é necessário ter um dispositivo capaz de converter a alta velocidade e torque relativamente baixo da geradora de gases, em baixa velocidade e elevado torque no eixo da hélice.
Uma caixa de engrenagens solar e quatro planetárias são utilizadas para essa finalidade, este dispositivo promove uma relação de 21 ou 26 para 1, dependendo do tipo de engrenagem; As engrenagens de sentido horário contam com um conjunto planetário fixo. Este, conta com uma relação de 21 para 1 e uma rotação da hélice de 2.000 RPM à 100%, já as de hélice de sentido anti-horário utilizam uma engrenagem solar fixa e as planetárias flutuantes, provendo uma relação de 26 para 1 e uma rotação do eixo da hélice de 1.591 RPM à 100%.
A caixa de engrenagens, também oferece uma superfície de montagem para os acessórios do motor e portas de serviços.
Vistas dos conjuntos planetários e dos módulos completos
Vista das superfícies de montagem de acessórios e suas portas de serviços.
ENTENDENDO AS ESTAÇÕES DE FLUXO DE AR DO MOTOR TPE331
 
 1 2 3 4 5
Para tornar mais fácil a identificação de pontos específicos do motor,os fabricantes utilizam o sistema de estações, a ilustração acima mostra o caminho percorrido pelo ar e as distintas estações.
1 – Condições atmosféricas normais press. / temp.
2 – Entrada do compressor P2 / T2
3 – Descarga da seção de compressor P3 / T3
4 – Entrada da turbina P4 / T4
5- Descarga dos gases para atmosfera P5 / T5
 
Normalmente, P3 e T4 são referências de pressão e temperatura do motor, também pode-se utilizar decimais como identificação, por exemplo, T4.1 para indicar o ponto entre a roda de primeiro estágio com a de segundo estágio, conhecido também como ITT (Interstage Turbine Temperature), ou T5.1 que pode ser o EGT (Exaust Gas Temperature)
Exemplo de Harness de EGT
Exemplo de Harness de ITT
MOTOR DE RPM CONSTANTE
ENTENDENDO O CONCEITO E SUAS VANTAGENS
O motor TPE331 é um motor de eixo único, também conhecido como motor de “velocidade constante”, ainda que para operações específicas, várias velocidades podem ser selecionadas.
O conceito básico do desenho do motor é operar em uma velocidade constante independente do regime de potência; É importante compreender e se lembrar deste conceito, pois, constitui-se a base para teoria do gerenciamento da potência, e fará compreender mais facilmente a relação da hélice e sistema de combustível.
EXAMINANDO A TEORIA DA VELOCIDADE CONSTANTE
PARA MANTER A VELOCIDADE CONSTANTE, O EXESSO DE POTÊNCIA DA TURBINA DEVE SE IGUALAR À CARGA DA HÉLICE.
A potência produzida é relativa à quantidade de combustível acrescentado para gerar a energia térmica necessária; Um sistema típico de gerenciamento de hélice é utilizado para regular as RPM’s selecionadas “trocando” as cargas da hélice.
Aumentando a demanda de combustível no motor, o sistema de gerenciamento de hélice (Governador), aumentará a carga da hélice, variando o passo das pás, e consequentemente, obterá mais tração, porém, enquanto tudo isso acontece o motor permanece com sua velocidade constante, se houver uma redução do combustível, ocorrerá o contrário com o gerenciamento da hélice, e ainda assim, o motor sustentará a velocidade constante. 
 
Os limites de potência máxima extraídas do motor TPE331 são limitados por:
TORQUE (HP) = É determinado pelo projeto, performance e integridade estrutural da aeronave.
 
TEMPERATURA DA TURBINA = É determinada pelo projeto do motor.
 
A limitação ocorre quando qualquer dos parâmetros limitantes sejam atingidos primeiro.
CONHECENDO O SISTEMA DE COMBUSTÍVEL DO MOTOR TPE331
Ilustração simplificada do sistema de combustível
Ilustração simplificada do sistema de combustível
COMPONENTES 
DO SISTEMA DE COMBUSTÍVEL
O sistema de combustível foi desenvolvido para proporcionar uma demanda positiva de fluxo ao motor, afim de satisfazer as demandas operacionais do piloto para todas operações, tanto em solo como em vôo.
O controle de combustível promove gerenciamento de sobre velocidade para limitar a progressão de aceleração descontrolada, e gestão de velocidade mínima afim de prevenir a perda de combustão e consequente apagamento do motor (Flame-Out), o mesmo controle, está programado para na aceleração prevenir a sobre temperatura e consequente “queima” da seção quente ou o “surge” stoll de compressor. 
Os sistemas básicos de combustível das aeronaves, normalmente são constituídos de forma independente sendo um em cada asa, de tal forma que o sistema da asa esquerda é exatamente igual ao da asa direita dos quais podem quando necessário, ser conectados a um sistema de alimentação cruzada.
Durante a operação, cada sistema supre seu motor correspondente (no caso das aeronaves bimotor), normalmente os aviões contam com bombas elétricas para suprir as demandas do motor.
Bomba de combustível do motor TPE331
O combustível é entregue à bomba instalada entre a superfície de acessórios e o F.C.U (Fuel Contro Unit), e tem por finalidade primária fazer sucção do combustível, já entregue com certa pressão pela aeronave, e força-lo passar pelo filtro, que conta com um sistema de bypass caso haja uma obstrução inesperada do elemento e numa segunda seção, eleva consideravelmente a pressão para todo sistema.
Posteriormente, o combustível é entregue à unidade controladora de combustível (F.C.U), antes disso, tendo uma derivação que conduz o combustível até o trocador de calor (Fuel Heather) afim de evitar o congelamento do recipiente do filtro, e uma segunda derivação para “enriquecimento” na partida, sendo uma demanda direta sem a dosagem do F.C.U.
Sistema de controle de combustível Woodward
O F.C.U (Fuel Control Unit) ou em alguns casos H.M.U (Hydromechanical Metering Unit) é o componente mais importante de todo sistema de combustível, devido a sua complexão e atuação.
Trata-se de uma unidade hidromecânica e também pneumática, responsável pelo gerenciamento preciso das demandas de combustível do motor; Na realidade o F.C.U, tecnicamente falando não é apenas um componente, e sim, vários componentes de gerenciamento como governador de sobre velocidade, governador de sob velocidade, controlador de combustível propriamente dito, controle manual de combustível e gerenciadores de gravidade específica.
Este item, está conectado à “portas” que demandam pressões e temperaturas oriundas de variados pontos do motor, como tomada de ar do compressor, sangria de P3, temperatura, pressão e densidade do combustível, tudo isso pré-ajustado com os acessórios de apoio para o funcionamento do sistema e devidamente alinhado a interface da aeronave, à grosso modo, o F.C.U tem 2 cames de trabalho, um é responsável pela RPM do motor e o outro é responsável pela potência.
F.C.U. TIPICO WOODWARD
Dessa forma, depois de estar devidamente calibrado e dosado para a operação o combustível segue para um dispositivo chamado “Flow Transmiter” (Transmissor de fluxo ou Fluxómetro) cuja finalidade é informar a quantidade demandada de combustível para operação, permitindo à leitura desse parâmetro à partir da cabine. 
FLOW TRANSMITER 
O combustível então, segue por meio de linhas tubulares de aço inox até a “Shutoff Valve” (Válvula de corte, cuja finalidade é a parada espontânea programada para operação do motor por meio de acionamento elétrico à partir da cabine ou a parada emergencial do motor por meio mecânico a partir da manete de RPM do motor (Emergency Stop). 
BELLEVILLE
PORT
-0612-37
abaixo, vistas específicas da Válvula de corte do motor TPE331
Após a passagem pela shutoff, o combustível é conduzido, ainda por linhas tubulares de aço inox até um dispositivo chamado “Flow Divider” (Divisora de fluxo) 
Para auxiliar na atomização e combustão apropriada e controlada do combustível durante a fase inicial de partida e aceleração, um dispositivo divisor de fluxo é utilizado para conduzir o combustível até os injetores primários. 
Onde o combustível flui através do orifício de compensação de viscosidade de todos os injetores primários; A queda de pressão através do conjunto de orifícios varia diretamente com o regime de fluxo de combustível e é percebida por meio dos “foles” da divisora, a válvula da divisora impede que o combustível entre nos múltiplos injetores secundários até que o fluxo dos primários alcance 44 libras/h aproximadamente; Nesta condição de fluxo a queda de pressão através do orifício de viscosidade vai aumentando o suficiente para abrir a válvula e o combustível possa fluir através dos primários e secundários dentro da câmara de combustão.
PORT
Operação da Flow Divider
Vista mais detalhada da flow Divider
 
SISTEMA DE “PURGE”
É muito importante salientar, que apesar de, tecnicamente fazer parte do sistema pneumático do motor, o sistema de “purge” é fundamental para o sistema de combustível, pois ele é o responsável pela limpeza e drenagem dos resíduos de combustível nos injetores evitando o gotejamento e consequente carbonização dos mesmos e danos à câmara de combustão
Elementos do sistema de purge
Funcionamento básico do sistema de purge
SISTEMA DE ATOMIZADORES MÚLTIPLOS
Mais conhecidoscomo bicos injetores, o conjunto de atomizadores está desenvolvido para ter uma melhor eficiência da combustão a partir da siada da divisora de fluxo, já que esta está projetada para demandar combustível à apenas 44 libras/h.
Os sistemas mais modernos de atomizadores são chamados de “duplex” cujo injetores primários e secundários estão montados no mesmo conjunto e o combustível é conduzido por um fluxo de ar centralizador. 
Sistema de atomizadores utilizados nas TPE331-1 até -6
Sistema antigo (descontinuado) das TPE331-10 e -11
Sistema “duplex” empregado atualmente nas TPE331
-10, -11 e -12
Vista detalhada do atomizador “duplex”
SENSOR DE P2 T2
Entendendo que os motores aeronáuticos operam em diferentes condições de temperatura e altitude barométrica, a pressão atmosférica muda, dessa forma, o combustível deverá ser modificado devida à essas mudanças, o P2 T2 está instalado na tomada de ar do motor e indica a pressão barométrica aos foles de compensação de pressão do F.C.U; Como resultado de P2 T2 essa alteração dos foles controlam a posição do came tridimensional.
O interior do sensor está cheio de álcool butílico e a menos alteração de temperatura ele se expande ou contrai, e o efeito de T2 no fluxo de combustível é uma ação corretiva para compensar P2 e T2.
SISTEMA INTEGRAL DE LUBRIFICAÇÃO DO MOTOR TPE331
O sistema de lubrificação integral do motor é projetado para manter uma lubrificação constante de óleo limpo à todos os rolamentos, engrenagens de redução, transmissão dos acessórios e bomba de combustível, integrado ao mesmo sistema, ainda alimenta o sistema de governador de hélice e sistema de torque (Nos modelos que não utilizam strain gage), além de cumprir o importante papel de lubrificação constante, também tem como importante finalidade, auxiliar na refrigeração desses componentes e carregar as impurezas até o elemento filtrante. 
Basicamente o sistema integral é composto por, um tanque de óleo estrutural (Nos motores “U”, o tanque de óleo é instalado próximo à parede de fogo ou em estruturas nos montantes de fixação do motor à aeronave), uma bomba de pressão montada no interior da gear box, um sistema de filtragem com elemento substituível, válvula bypass e válvula reguladora de pressão, linhas internas e externas responsáveis por levar o óleo ao rolamentos, engrenagens, lubrificação de acessórios e sistemas de hélice, bombas de recuperação “scavenge pumps” que tem por finalidade recuperar todo óleo da gear box e rolamento de turbina e devolvê-lo ao tanque de óleo, porém, passando antes pelo radiador de óleo para importante redução de temperatura do fluido. 
As bombas de recuperação, tem uma capacidade de sucção que excedem a bomba de pressão, o que gera uma pressão negativa na gear box e na área posterior do rolamento de turbina; o sistema de recuperação conta também com dispositivo chamado “vent air/oil” que tem como finalidade, permitir a entrada de ar nas bombas de recuperação no momento da partida, impedindo que as mesmas façam sucção de óleo é tornem o motor mais “pesado”.
Importantes vistas do sistema integral de lubrificação
Tanque de óleo integral e fuel Heather
Sistema de bombas do motor, incluindo bomba de pressão, bomba de recuperação dupla, ambas internas à gear box, bomba de combustível (externa) 
Sistema de elemento filtrante
Sistema de válvulas bypass do tipo pull pop e válvula reguladora de pressão
Sistema de suprimento e recuperação do rolamento de turbina 
Sistema “Vent air/oil”
Sistema do detetor de limalhas
SISTEMA DE TORQUE
A melhor definição de torque, é entender como um esforço de torção.
No caso do motor TPE331, o torque está relacionado à torção que o eixo da hélice sofre quando o motor esta em 100% e se aplica carga nesse eixo quando é acrescentado passo nas pás da hélice, o passo, “carrega” o motor, e a tendência lógica seria a tentativa de frear o motor, mas o motor TPE331 é de velocidade constante, e quando sente que algo quer freá-lo, a demande de combustível aumenta para que não se perca RPM e o torque seja sustentado, gerando assim, tração para a aeronave.
“Mas como saber qual é o torque real do motor???”
Tudo começa na fabricação do motor, quando entra no banco de prova. O motor é submetido a testes de bancada, e um dinamômetro afere a carga que o motor 
está produzindo no eixo da hélice e essa informação dada em libras, é convertida em SHP (Shaft Horse Power), também são coletados dados de pressão de óleo do sistema de torque positiva e negativa, desde 100% de potência máxima e vem reduzindo até “fly idle”, temperatura, fluxo de combustível, RPM, temperatura do óleo, oscilações de trabalho, e vários outros dados referentes ao ambiente, tudo isso entra em um programa de computador que cria planilhas e curvas simulando um ambiente standard, à nível do mar à 29,92 ml/hg na coluna de mercúrio.
MOTOR NO BANCO DE PROVAS COM DINAMÔMETRO 
Esses dados se tornam o padrão para aquele motor e a “data sheet” gerada é incorporada à documentação do motor no Log Book, e por final, o motor tem os parâmetros ajustados conforme esses dados e suas compensações. 
”Mas fora do banco de provas, como o motor gera dados de torque?”
Os motores TPE331 contam com dois sistemas distintos de torque.
Um, é o Sensor de torque hidromecânico, e o outro é o sistema “Par de torção” Strain Gage, eletrônico.
SISTEMA HIDROMECÂNICO DE TORQUE 
SISTEMA ELETRÔNICO DE TORQUE 
Sistema de sensor de torque hidromecânico
Abaixo, vemos ilustrações do sistema de torque hidromecânico
O sistema de strean gage, é baseado no princípio da ponte de wheatstone.
Vista do “Stress Path” (Anel de tensão)
HÉLICE E SISTEMA DE HÉLICE
Os motores TPE331, foram desenvolvidos em sua composição standard, para atender variados clientes, aceitando inúmeras opções de instalação para os diversos modelos de aeronaves, e também foi concebido para aceitar hélices Dowty Rotol, Hartzell, McCauley e MT Props.
No modo de governação de hélice, o PG, dosa o óleo enviado à hélice em função da velocidade do motor, requerimentos de potência ou demanda do piloto através da manete de potência.
 
O sistema de hélice utiliza um governador de hélice, um Controlador de passo de hélice PPC (Propeller pitch control) e uma válvula de embandeiramento, todo esse sistema tem relação direta com o sistema de combustível e sistema de torque, são sistemas interdependentes.
-2
Ângulos típicos operacionais da hélice dos Motores TPE331
Pelo fato dos motores TPE331 serem de eixo único direto, as hélices empregadas necessitam ter travas que posicionam as pás entre 1º e 2º de ângulo, afim de reduzir o máximo de arrasto e resistência na partida, evitando assim o risco de “overheat” na turbina e sua consequente queima.
Após completado o ciclo de partida e o motor atingido sua rotação plena e autônoma, a manete de potência pode ser acelerada para reverso com a finalidade de desencostar os pinos centrífugos da trava e liberar a ação da hélice.
Cada aeronave que utiliza os motores TPE331 tem em seus manuais os requerimentos de ângulos para cada operação, porém, a honeywell tem como ângulos standard de -2º a -13º para reverso, 0º para ground idle, 1º a 2º para travas na partida, 7º a 13,5º para flight idle, de 85º a 90º embandeirado e quanto requerido em potência operacional.
Ilustração básica operacional do sistema de hélice
FUEL
Propeller Pitch Control 
Propeller Governor
Uma vez que o piloto remove a hélice das travas, todo sistema torna-se efetivamente operacional para executar as ações das quais foi projetado, com a hélice (Manete de potência) posicionada entre ground idle e flight o piloto pode modular a manete de condição (RPM) de mínimo (Aproximadamente 65%) à máximo (100%), fora a condição acima descrita, o motor deve trabalhar em 100% (Voltando à teoria da velocidade constante) 
A partir dai, quando o piloto incrementa potência, o mecanismo do PPC recua e “sangra” o óleo do cubo da hélice e a força da mola vence a força hidráulicaaplicando passo nas pás para gerar tração, mas no momento que isso ocorre, o motor tende a sofrer uma desaceleração, que gera alterações de atmosfera e temperatura no motor que são sentidas imediatamente e pelo fato dos componentes estarem conjugados, o F.C.U supre combustível para que não haja queda de R.P.M, mantendo assim, a velocidade constante, mas agora, com mais torque, temperatura e fluxo de combustível, se a manete de potência vai mais à frente, essa condição se amplia exponencialmente, mas a velocidade permanece constante, e o recuo da manete reverte as condições.
Quando o fabricante projeta a aeronave e elege qual motor empregar, ele precisa analisar inúmeras condições e suas vertentes, e uma das principais são os “requerimentos mínimos”, ou seja, qual potência mínima é requerida para que a aeronave opere com segurança, dessa forma, na escolha, os limites do motor são sobre dimensionados e geram muito mais potência que o necessário, excedendo inclusive as cargas estruturais da aeronave.
Isso faz com que o motor seja “limitado” para a aeronave, produzindo potencial térmico suficiente para atender o 100% da aeronave, mas o motor, sequer chegou em seus 75% de seu limite operacional, fazendo com que a aeronave tenha muito potência disponível para operar, e o motor estará trabalhando com muito menos esforço, sendo poupado de stress por temperatura ou torque.
SISTEMA ELÉTRICO DO MOTOR TPE331
Diagrama simplificado do sistema elétrico TPE331
Para o motor TPE331 operar de forma eficiente, ele conta com componentes elétricos que são supridos pela aeronave para funcionar corretamente, esses componentes são alimentados por uma cablagem que é desenvolvida pelo fabricante da aeronave, não fazendo parte da montagem standard do motor, essa cablagem é composta por um “plugue mestre” (Ou dois dependendo da aeronave) que geralmente esta conectado à parede de fogo da nacele do motor e dele se distribui demais plugues onde cada um serve os diversos componentes do motor, basicamente todos os componentes elétricos operam em 24 VDC e 10 Amperes
Basicamente, os componentes e acessórios elétricos do motor que dependem da alimentação da aeronave (Que na realidade é o próprio motor que gera) são:
- Motor de partida
- Regulador de combustível de partida
- válvula vent
- plugue magnético de limalhas
- tacômetro gerador
- Unidade de ignição
- Válvula anti congelamento
- Sensor de torque negativo
- Sensor de pressão beta
- resistor de compensação de temperatura
- válvula de corte de combustível
- Solenóide de primário apenas
- Par bimetálico EGT ou ITT
- Transmissor de torque (Avião)
- Speed Switch (SRL) Auto Start Computer
- Sistema de torque strain Gage (Quando aplicável)
De todo sistema elétrico dos motores TPE331, 3 deles tem destaque em relevância;
O “motor de arranque” ou Start Generator, trata-se de um importante acessório que é responsável pelo acionamento do motor, e tem sua instalação elétrica de bitola maior, separada da cablagem de plugues de acionamentos diversos, já que pela capacidade de dar movimento ao motor demanda elevada amperagem, ainda que trabalhe nos 24 VDC tradicionais, mas precisa de 500 até 800 amperes na partida, uma vez concluído o processo de partida e o motor tendo se tornado autônomo, o piloto por meio de uma chave na cabine, converte o dispositivo, de arranque para gerador de energia, e o mesmo proverá energia para suprir os sistemas da aeronave e manterá as baterias com carga para uma eventual partida sem o uso de G.P.U (Ground Power Unit).
O sistema de Ignição, consiste em uma unidade de acendimento de capacitância de descarga elétrica de alto poder, um par de cabos e duas unidades de centelhamento (Spark Plugs ou Velas)
Este dispositivo tem uma relação direta de cadência da centelha com a voltagem de entrada, ou seja, a medida que a voltagem se eleva a centelha se intensifica gerando muito calor, com o objetivo principal de atomizar o combustível pulverizado misturado com o ar quente e em elevada pressão.
O sistema opera a partir de 10% e se encerra quando 
o start se torna gerador, tendo a possibilidade de acionamento manual em casos que a aeronave opera em regiões potenciais de gelo, tendo como finalidade servir de dispositivo de segurança em eventuais apagões do motor.
Em algumas aeronaves, esse sistema é automático, executada pelo “auto re-light” sendo ativado pelo sistema do sensor de torque negativo.
Vista simplificada do sistema de partida
O sistema de temperatura, é sem dúvida alguma o componente de parâmetro mais importante do motor, as temperaturas na entrada da turbina representam o ambiente mais hostil dentro do motor TPE331 e para uma vida prolongada do motor, essas temperaturas devem ser monitoradas e limitadas a valores consideravelmente seguros, as falhas na limitação e controle de temperatura podem resultar na substituição prematura dos componentes da seção quente e até mesmo causar falhas nas rodas de turbina.
Normalmente os sensores de temperatura são instalados entre o primeiro e segundo estágio de turbina, mais precisamente na estatora de 2º estágio, posição T4.1, mas é problemático, pois além de causar perturbações no fluxo de ar, na densidade e velocidade, isso gera mudanças abruptas de temperatura e eventuais leituras errôneas, além de terem que ser fabricados em materiais muito duráveis, extremamente resistentes as adversidades e erosão dos gases quente. Uma opção mais plausível, é a instalação no duto de escape, sendo que a temperatura ali já é mais baixa, não sendo necessária a fabricação com materiais caros e são de fácil acesso para manutenção.
O sistema de temperatura faz parte do sistema elétrico no motor, as antenas de temperatura, de ITT ou EGT são fabricadas com o par bimetálico AL/CR (Alumel e Cromel) que tem coeficientes de dilatação diferentes um do outro, e o sistema trabalha em milivolts, as dilatações e contrações geram sinais convertido e compensados em dados de temperatura na cabine.
O ITT é composto por 12 probes de temperatura, e o limite por ele aferido é de 1.149º por apenas 1 segundo, o EGT é composto por 8 probes bimetálicas montados em T5, e os limites operacionais por ele aferidos são de 815º por apenas 1 segundo nos motores TPE331-1 e -2, e de 770º por apenas 1 segundo nos motores TPE331-8 até -12, se ultrapassar esse tempo ou temperaturas limitantes, o motor sofreu um dano catastrófico.
EGT típico com a unidade compensadora
AÇÕES CORRETIVAS
 
Os motores TPE331, são motores compactos, de manutenção de linha relativamente simples e fáceis acessos.
Quando foi desenvolvido para atender prioritariamente o segmento militar, tanto para os primeiros OV-10A-Bronco quanto para os MU2 Mitsubishi da Marinha Japonesa, eram motores para atender os requisitos do “QECA” (Quick Engine Change Aircraft) ou “Troca Rápida de Motor na Aeronave” por conter poucas conecções com a aeronave, e apenas 4 pontos de ancoragem, permitia que as forças militares contassem com motores já configurados, com todos os acessórios, parte elétrica e inclusive hélice; Bastava a aeronave retornar da missão com o motor danificado que em poucas horas a troca era feita e a aeronave retornava ao serviço.
Pensando nessas “facilidades” a engenharia criou formas de facilitar as manutenções, tornando a maioria dos itens funcionais acessíveis externamente, criando o sistema “L.R.U” (Line Replaceable Units) Unidade substituíveis de linha.
São os itens que os mecânicos, quando deparam com panes reportadas, em suas pesquisas via Troubleshooting, vão de forma sequencial analisar, acessar e substituir esses itens até sanar a pane. 
Os motores TPE331, foram desenvolvidos em suas primeiras versões, para tem uma vida operacional útil de 3.000 Horas para T.B.O (Time Between Overhaul), sendo que o mesmo era submetido a uma inspeção de seção quente (H.S.I) com 1.500 horas, depois, vieram melhorias e ampliaram o T.B.O para 3.600 Horas, com H.S.I em 1.800 Horas, com os novos boletins e melhorias constantes nos itens do motor, o T.B.O passou para5.400 Horas, com um H.S.I em 1.800, uma G.B.I e H.S.I em 3.600 Horas e Overhaul em 5.400 Horas, mas os programas não param aí, onde o motor pode ser “estendido” até 7.000 Horas (Operação específica) para entrar no programa C.A.M. Inspection que modifica totalmente os processos periódicos de manutenção, excluindo inclusive da necessidade de overhaul. 
Iniciado na década de 60 como AirEsearch, posteriormente GARRETT Aerospace, depois, tornando-se AlliedSignal Aerospace e hoje apesar de praticamente terem sua produção encerrada pela Honeywell, do -1 ao -10, ainda se mantem linhas de produção para os -12 até o -15 e a responsabilidade de manter o fornecimento de peças de reposição que foram praticamente terceirizadas para indústrias secundárias do P.M.A, ficando a encargo da honeywell a produção de itens dos conjuntos rotativos e hardwares maiores, garantindo com isso, milhares de horas voadas por pelo menos os próximos 25 anos.
OBRIGADO POR PARTICIPAREM DO TREINAMENTO DE FAMILIARIZAÇÃO DO MOTOR À REAÇÃO TPE331
REFERÊNCIAS
 
Manual de treinamento TSG-134S (Espanhol)
Manual de treinamento TSG-134
Manual de Treinamento TSG-72S (Espanhol)
Manual de treinamento TSG-72
Major Repair Course TDM-123
Intermediate Maintenance Course TDM-123
Troubleshooting The TPE331 TDM-91
Busca de Fallas del Motor TPE331 TDM-91
TPE331 Field Recompensation Program TDM-133
Training Guide TSG-134
Study Guide TSG-103
TPE331 Maintenance Manual
TPE331 Spare Parts Catalogue
TPE331 SB’s
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