Apost. Mot. Reação Tec.

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MOTORES A REAÇÃO
Rogerio B. Parra
Notas de aula
PROGRAMA
CAPITULO 1- INTRODUÇÃO
CAPITULO 2- ABREVIAÇÕES/DEFINIÇÕES- PUBLICAÇÕES
CAPITULO 3- COMPRESSORES
CAPITULO 4- CAMARAS DE COMBUSTÃO 
CAPITULO 5- TURBINAS
CAPITULO 6- FAN 
CAPITULO 7- SISTEMA DE COMBUSTÍVEL
CAPITULO 8- ROLAMENTOS
CAPITULO 9- SISTEMA DE IGNIÇÃO
CAPITULO 10-SISTEMA DE LUBRIFICAÇÃO
CAPITULO 11-SIST. DE SANGRIA, STALL
CAPITULO 12-SISTEMA DE INDICAÇÃO
CAPITULO 13-EMPUXO – LIMITAÇÕES
CAPITULO 14-MONITORAMENTO DOS MOTORES
CAPITULO 15-MANUTENÇÃO
CAPITULO 1 - INTRODUÇÃO
INTRODUÇÃO AOS MOTORES DAS AERONAVES
Costuma-se dizer que o motor a reação é um motor que respira ar. O fluxo de ar através do motor se processa no sentido da entrada de um compressor para o tubo de descarga, com muitas mudanças de velocidade, sem interrupção. Esta apostila visa descrever os componentes, sistemas e fazer considerações sobre as forças aerodinâmicas relacionadas com os componentes do motor, isto é,o fan , o compressor, a câmara de combustão e a turbina, além do tubo de admissão, a descarga e a caixa de acessorios. 
PASSADO
Séc. II A .C - HERON, egípcio, concebeu uma esfera rotativa, movida por jatos de 
 vapor d’água, escapando do seu interior.
 
Séc. XVI (1550) -LEONARDO DA VINCI projetou um mecanismo destinado a girar um espeto em um fogão doméstico.
 Da Vinci descreveu o “chimney Jack” (Alavanca chaminé), com o ar quente de uma fogueira, que passando através de uma série de aletas (Fan Blades), através de uma série de engrenagens, gira a assadeira. 
Séc. XVII (1687) - .Sir Isaac Newtow formulou as leis do MOVIMENTO as quais todas as invenções utilizam a teoria de propulsão a jato.
 O veículo ilustrado na figura abaixo, chamado de Newton’s Wagon, aplicou o princípio da propulsão a jato. Este princípio, Jacob Gravesand, um holandês, projetista da época, projetou o “horseless carriage” (Carruagem sem cavalos), e que Isaac Newton forneceu a idéia. A Wagon (Van) consistia de uma larga caldeira montada sobre quatro rodas. O vapor gerado pelo fogo dentro da caldeira escaparia através de um bocal (Nozzle) na parte traseira. A velocidade do veículo era através do controle de saída do vapor na parte traseira.
Séc. XVIII (1791) - JOHN BARBER, inglês, obteve a primeira patente de desenho de 
 turbina.
Séc. XIX (1872) - STOLSE, sueco, desenvolveu o modelo do desenho de Barber, 
 construindo um compressor axial.
Séc. XX (1902) - SANFORD A . MOSS, americano, desenvolveu uma turbina a gás 
 para acionar o super-compressor de motor de pistão.
Séc. XX (1908) - CHARLES PARSON apresentou a turbina tipo reação, denominada
 turbina de Parson.
Séc. XX (1910) - RATEAU, francês, desenvolveu um motor, construído de uma
 turbina de impulso com dois estágios e um compressor.
1930-SIR FRANK WHITTLE - INGLATERRA
Whittle é considerado por muitos como o pai dos motores a jato. Em 1930 Frank Whittle submeteu sua patente ao projeto de motores a jato para aplicação em aeronaves.
O primeiro motor de Whittle, após sua fabricação, foi chamado de Power Jet W.1. Em 15 de maio de 1941, a aeronave Inglesa “Gloster G.40 voou com o motor Whittle W1
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1936-VON OHAIN - ALEMANHA
Na mesma época, Von Ohain na Alemanha, estava trabalhando no desenvolvimento de motores a jato para aeronaves. Ele construiu seu primeiro motor demonstrador em 1937. Seu motor com designação HES 3B usado na aeronave HE 178 voou em 27 de agosto de 1939.
Ambos, motor de Whittle e o motor de Ohain atingiram o maior sucesso equipando aeronaves de combate no final da segunda grande guerra, o chamado “Messerschimitt Me262” que foi usado na força aérea alemã.
Podemos notar que no início da produção dos motores a jato, na Inglaterra foram usados compressores centrífugos enquanto que na Alemanha foram usados os mais avançados compressores axiais.
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1942- ESTADOS UNIDOS
Os EUA foram os últimos a montar os motores a jato. Com auxílio do governo Britânico, Para a General Electric Corporation foi concedido o contrato para montagem dos W.1 na versão americana. A primeira aeronave com motores a jato foi montada em Outubro de 1942, um Bell XP-59 A. Esta aeronave estava equipada com dois motores GE I- A. Estes motores possuíam uma razão de empuxo da ordem de grandeza de 1300lb de empuxo.
No final de 1941, NAVY (Marinha Americana) fechou contrato com a Westinghouse. Engenheiros da Westinghouse projetaram um motor com utilização de compressores axiais e também com a utilização de câmaras de combustão Anular. A partir daí, muitos outros fabricantes iniciaram projetos e produções de motores “turbina a gás”.
DESCRIÇÃO E OPERAÇÃO
Os motores a reação são hoje o propulsor dominante na aviação. Aeronaves militares vinham tendo sempre exclusividade na utilização dos jatos desde o fim da segunda guerra mundial. Aeronaves comerciais iniciaram sua transição da hélice para os jatos em 1958, e atualmente , vôos a jato são comuns em viagens ao redor do mundo.
Embora a eficiência e a conveniência dos propulsores a jato seja aceitável em todo lugar, os princípios envolvidos e os vários tipos de jatos em serviço não são muito bem entendidos.
Estes simples termos de explanação “O que é um jato” e “Como um jato trabalha” e também as diferenças entre o Turbojato, Turbofan e o Turbo-Hélice serão mencionados ainda neste capítulo.
O princípio da propulsão a jato é bem ilustrado pela ação do “Balão de Brinquedo”. Se nós soprarmos e enchermos um balão, e de repente soltarmos o bico do balão, o mesmo voará desgovernado e muito pouco, mas com uma relativa velocidade. Um simples conceito errado menciona que o ar escapado empurra contra o ar externo e assim faz com que o balão se mova. Como nós deveríamos ver, a presença do ar externo realmente impede que a ação dos jatos seja continuada. Para entender o que causa o movimento do balão, nós devemos primeiro considerar a situação antes de aliviarmos o ar soltando o bico.
Com o bico fechado, o ar interno empurra igualmente em todas as direções. Uma vez que a força exercida contra qualquer seção da parede é exatamente balanceada pela força sobre seção igual de parede diametalmente oposta, o balão não se move.
Soltando o bico, remove-se uma seção de parede de um lado do balão contra o qual o ar está sendo empurrado.
No lado diretamente oposto do bico, entretanto, o ar continua momentaneamente empurrando sobre igual área de parede, e este empurrão sobre esta área causa o movimento do balão na direção oposta do bico. 
 
O vôo do balão é curto porque a pressão dentro do mesmo é perdida rapidamente. Esta situação poderia ser sem efeito, se o ar pudesse ser bombeado para dentro do balão tanto quanto fosse necessário para manter a pressão e o “JATO” de ar escapando continuamente. 
Em um motor a jato, este bombeamento é feito pelo compressor, um rotor multi-palhetas (multi-blades) giratório, mais propriamente como se fosse vários ventiladores (fans), alojados e montados em um disco (Hub).
Este compressor usualmente localizado na parte dianteira do motor, girando à altas velocidades, bombeia uma quantidade de ar através do motor o qual mantém uma alta pressão interna. Isto seria obviamente difícil para se instalar e operar adequadamente em um balão de borracha.
Nosso motor tipo balão a jato estaria agora quase completo faltando somente um detalhe omitido; Quem giraria o compressor?
Para fornecer energia para este trabalho, permita-nos introduzir um queimador de óleo depois do compressor.
A queima do combustível no queimador (O combustível queimaativamente, por existir fluxo de ar para fornecer o oxigênio necessário) expande e acelera o ar. 
Uma vez que ele não pode escapar para frente devido ao compressor em movimento, o ar deve somente mover-se para trás. O ar energizado causa o movimento (giro) do compressor.
Com a colocação de ventiladores(turbinas) na passagem do ar aquecido, muito desta energia da alta velocidade é capturada para girar o compressor. A turbina transmite seu giro para o compressor pelo fato de estarem conectadas por um eixo.
A energia remanescente dos gases quentes é então expandida através da descarga (Exhaust Nozzle), similar ao bico de nosso balão.
Quanto maior a quantidade dos gases e sua velocidade que escapam pelo duto da descarga (Exhaust Nozzle ), será o empuxo do motor. Agora a transformação está completa, e nosso balão é agora um Turbojato.
Um turbofan desenvolve empuxo da mesma maneira que um turbojato, exceto que grande parte de ar passa por fora do motor e parte pelo interior,ambas produzindo empuxo.O “Fan” è preso na parte dianteira do compressor.
Após ser comprimido pelo Fan, este ar é liberado através do duto de saída do Fan, completamente “by-passando” o queimador e a seção de turbina, e gerando empuxo propulsivo no mesmo caminho que o ar passaria em uma hélice convencional. 
Devido ao ar do fan não passar através do queimador o mesmo não é aquecido pela combustão. Portanto , o ar frio é a maior porção na descarga dos motores. Como efeito, o turbofan acelera uma relativa massa de ar de baixa velocidade na descarga. Os resultados são melhoria na eficiência de propulsão, baixo níveis de ruído e grande empuxo para Take Off e Climb (Decolagens e Subidas).As turbinas livres mostram que uma parte das turbinas gira o compressor enquanto outro set gira o fan.
Um turbo-hélice (Turboprop) é simplesmente um motor a reação que gira uma hélice. Embora os gases que escapam pela descarga produzam algum empuxo, a maior porção de força propulsiva dos turboprops é gerado pela rotação das hélices. Como exemplo, os motores fabricados pela Pratt and Whitney do Canadá as hélices são montadas em turbinas livres.
Nestes motores turboprops de turbinas livres, o fluxo do ar e dos gases para dentro do motor é algumas vezes revertido da sua característica normal (Frente para Trás) para que a hélice possa ser montada na frente como nos PT6A.
Os turbojatos, turbofans e turbohélices são motores os quais equipam muito das aeronaves militares, comerciais e executivas. Embora os princípios de operação como descritos sejam simples, seu desenvolvimento e produção demanda extremo conhecimento, habilidade e experiência dos fabricantes.
TEORIA DOS MOTORES 
TIPOS DE MOTOR
Existem muitos tipos de motores a reação,tais como:
Ramjets
Pulsojets
 
 Turbojets 
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Turbofans
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Turboshafts
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Entretanto, Motores a Reação são três tipos basicamente:
1- Motores Turbojato – A seção da turbina extrai energia (do fluxo de ar) necessária para girar a seção do compressor, caixa de engrenagens e caixa de acessórios. A energia (do fluxo de ar remanescente) é forçada a sair através do duto de descarga para produzir empuxo (Thrust).
2- Motores Turboprop – A seção da turbina converte toda a energia (do fluxo de ar) em energia mecânica para girar o compressor, caixa de engrenagens, componentes externos e a hélice, com um mínimo de energia pneumática na saída dos gases.
 
 
3- Motores Turbofan – São uma mistura de motores turbojato e turboprop no qual a energia (do fluxo de ar) é extraída para girar o Fan (Hélice alojada no compartimento dianteiro), compressor, caixa de acessórios, e com suficiente energia (do fluxo de ar) para produzir empuxo através do duto de descarga.
CARACTERÍSTICA DOS MOTORES
Turbojato:
Baixa massa de fluxo de ar,
Alta troca de velocidade – ruído.
Bom para altas altitudes e altas velocidades.
Turboprop:
Elevada massa de fluxo de ar.
Baixa troca de velocidade.
Bom em baixas altitudes e baixas velocidades.
Turbofan:
Moderada massa de fluxo de ar e moderada troca de velocidades.
Moderado empuxo e moderado consumo de combustível em todas as velocidades e medias altitudes.
Baixo ruído.
TEORIA BÁSICA
A equação básica relativa à força dos motores .
Ambos Empuxo ou Horsepower (Cavalos de Força) – envolve o produto da massa de fluxo de ar e sua aceleração através do motor.
Segunda Lei de Newton: 			
F = m . a
Onde:	
F = Força
m = Massa de Fluxo de ar
a = aceleração do ar
Nos termos simples:
F = Força gerada
m = quantidade de moléculas de ar movendo-se através do motor
a = mudança na velocidade das moléculas de ar.
Um motor a reação é um motor projetado para converter a queima de combustível em algumas formas de utilização da força, tais como a alta velocidade de empuxo de um jato. Isto é basicamente compreendido em duas seções: A seção da “Geradora de Gás” e a seção de “Power-Conversion” (Conversão de Forças).
Um motor de turbina a gás é baseado na Segunda e Terceira leis de Newton.
A Segunda lei mostra que Força é igual a “massa acelerada”. Esta lei, combinada com a Terceira lei de Newton, “Toda ação tem uma reação igual e oposta”, fornece o básico para operação de uma turbina a gás.
A operação básica das turbinas a gás é o mesmo caso. A “Ação” é chamada de “Exaustão do Jato”, e a “Reação” é chamada de Empuxo “Thrust”. 
OPERAÇÃO
O motor é acionado por um motor de partida(starter), montado na caixa de acessórios (Accessory gearbox).
O torque para o chamado acoplamento(cranking) é baixo uma vez que somente o compressor gira na partida. O sistema de ignição é usualmente ativado no mesmo tempo.
O compressor puxa ar para dentro do motor, comprime-o, e libera-o para dentro da seção de combustão (Combustion Chamber – Câmaras de Combustão).Quando uma certa velocidade do compressor é atingida, o combustível é introduzido para dentro da câmara de combustão. Duas velas de ignição localizadas na câmara de combustão “centelham”,o combustível queima,expande e a mistura e os gases de combustão são então direcionados para a turbinas . A Hélice (ou fan) inicia o giro aproximadamente neste ponto.
Assim que o motor atingir sua velocidade de idle (marcha lenta), ignição é desligada uma vez que a chama fica contínua na câmara de combustão. Os gases aceleram através dos estatores(Nozzles) e causam o giro das turbinas . Os gases então viajam através das turbinas de potência e produzindo energia rotativa. 
Uma caixa de engrenagens reduz a velocidade da turbina de potência (20000 a 30000 RPM) para operação de uma hélice (aproximadamente 1000 à 2000RPM), dependendo do tipo de motor.
ESTAÇÕES DE REFERÊNCIA DO MOTOR
	
É costume utilizar-se estações de referência do motor para se localizar ou indicar as características de qualquer das muitas variáveis aerodinâmicas ou termodinâmicas ao longo do motor. Essas estações são, por conseguinte, importantes como meio de referência para a compreensão e dissertação da “linguagem do jato”. Usualmente, inicia-se com o n°1 antes da entrada do motor e n°6 ou 7 na descarga.
O motor PT6
Para facilitar a identificação de componentes e sua localização, o PT6A é dividido em estações correspondentes ao fluxo de ar, flanges de abertura dos módulos e rolamentos de suporte dos eixos principais.
Ciclo de Brayton
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CAPITULO 2- ABREVIAÇÕES/DEFINIÇÕES- PUBLICAÇÕES
ABREVIAÇÕES E DEFINIÇÕES
AGB			Accessory Gearbox
Alt			Altitude
AMM		 Aircraft Maintenance Manual
BL			Baseline
BOV			Bleed Off Valve (Compressor Bleed Valve)
CSU			Constant Speed Unit
DOS			Disk Operating System
ECS			Environment Control System
ECTM		Engine Condition Trend Monitoring
EHM		 Engine Health Monitoring
EEC			Engine Electronic Control
EGT			Engine Gas Temperature
FCU		 	Fuel Control Unit
FDAU		 Flight Data Aquisition Unit
Fn			Net Thrust
FOD			Foreign Object Damage
HPT			High Pressure Turbine
HSI			Hot Section Special
IAS			Indicated Air Speed
IBR			Integral Bladed Rotor
ISAInternational Standard Atmosphere
ITT			Interturbine Temperature
Kpa			Kilo Pascal
LPT			Low Pressure Turbine
MM			Maintenance Manual
Mn			Mach Number
N1			Fan Speed (LP Rotor)
N2			Compressor Rotor Speed (HP Rotor)
Ng			Gas Generator Speed
NH			High Pressure Rotor Speed
NL			Low Pressure Rotor Speed
NP			Propeller Speed
OAT			Outside Air Temperature
P2.5			Compressor Interstage Air Pressure, Station 2.5
P3			High Compressor Discharge Pressure, Station 3.
Palt			Pressure Altitude
Pamb		 Ambient Air Pressure
PLA			Power Lever Angle
PPH			Pounds Per Hour (lb/hr)
PSI			Pounds per Square Inch
Pt			Total Pressure
Q			Torque (PW100)
RGB			Reduction GearBox
S/L			Sea Level
SFC			Specif Fuel Consuption
TBO			Time Between Overhaul
Tq			Torque (PT6)
Tt0			Total temperature, station 0
Wa			Air mass flow
Wf			Fuel Flow
GLOSSÁRIO
ABSOLUTA: A magnitude de uma pressão ou temperatura acima de um vácuo perfeito, ou zero absoluto.
ACELERAÇÃO: Uma variação da velocidade (Qualquer direção ou velocidade) por unidade de tempo.
ACELERAÇÃO DA GRAVIDADE: A aceleração de um corpo caindo livremente em função da atração da gravidade, expressa como a razão do incremento de velocidade por unidade de tempo (32,17 pés por segundo no nível do mar a 45 graus de latitude – 9,8 metros por segundo ao quadrado).
AR: (standard): Temperatura................................15°C (59.9°F
Pressure…………………........14,7 psi. (29.92 polegadas de mercúrio ao nível do mar)
Peso..................0.07651 libras por pés cúbicos
Massa......................0.002378 slug/pés cúbicos
AR PRIMÁRIO: A porção de ar de saída do compressor que é usada para a atual combustão do combustível, usualmente entre 20% e 30%.
AR SECUNDÁRIO: Uma porção da saída de ar do compressor que é usado para resfriar gases da combustão e partes do motor.
ATOMIZER: Peça de um orifício através do qual o combustível é forçado a entrar no combustor para produzir rapidamente evaporação do combustível por combustão.
BALANCEAMENTO ESTÁTICO: Um balanceamento estático de um corpo rotativo no qual o centro da massa e o eixo rotacional se coincidem, tanto que o corpo está em equilíbrio neutro sobre a ação estática de forças. 
BALANCEAMENTO DINÂMICO: Uma massa que permanecerá livre de vibração enquanto em movimento é dita estar balanceada dinamicamente. Uma condição na qual todas as forças criadas por várias partes de uma massa são balanceadas por forças igualmente opostas.
BETA: Modo de operação do motor no qual “Pitch” (Passo) da pá da hélice é hidromecânicamente controlado pela manete no cockpit.
BLOWOUT: Perda da chama durante operação devido ao excesso de enriquecimento ou empobrecimento da mistura combustível/ar.
BURNER, CAN, COMBUSTOR, FLAME TUBE, LINER: Conjunto de metal, furado dentro do qual a chama é controlada.
CLEARING THE ENGINE (MOTORING): Purgar a câmara de combustão para remover combustível não queimado usando a rotação do motor somente com motor de partida (starter). O fluxo de ar causado pelo compressor eliminará o acúmulo de vapor de combustível e eliminará o combustível líquido presente.
COMBUSTÍVEL PRIMÁRIO: Combustível que é pulverizado dentro da câmara de combustão a um baixo fluxo de ar e usado em conjunto com o combustível secundário em seleções de alta potência.
COMBUSTÍVEL SECUNDÁRIO: O combustível que é pulverizado (Sprayed) para dentro da câmara de combustão (junto com o combustível primário) no alto fluxo. Isto é algumas vezes chamado de combustível principal, e é admitido pela flow divider.
COMBUSTION CHAMBER: Seção do motor dentro da qual o combustível é injetado e queimado, e a qual contém o tubo chama ou combustor.
COMPRESSOR RATIO: O Número de vezes maior da pressão de ar de saída do compressor comparado com o de entrada.
COMPRESSOR: Seção do motor que aumenta a energia do ar recebido na entrada do duto, e descarrega-adentro da seção de turbina.
COMPRESSOR FLUXO AXIAL: Compressor no qual o ar é comprimido enquanto passa através dos estágios paralelos ao sentido do eixo de rotação do compressor.
COMPRESSOR SURGE: Um regime de operação de violenta pulsação de fluxo de ar, usualmente fora dos limites de operação do motor. Uma causa do surge (Stall) do compressor é devido à restrição do fluxo de ar do compressor. Um stall de compressor poderá resultar em um flame-out e, em vários casos, podendo causar danos físicos ao motor.
DUTO CONVERGENTE: A passagem de ar, ou canal de redução da uma área seccional. O gás flui através deste duto o qual é feito para aumentar sua velocidade e diminuir sua pressão.
DELTA P: Diferencial de Pressão.
DENSIDADE: Razão entre massa de um fluído homogêneo por seu volume a uma determinada temperatura e pressão.
DE-SWIRL: Um conjunto de vanes curvas usadas para acertar o fluxo de ar.
DIFFUSER: Um duto divergente do motor o qual é usado para converter a energia cinética (Velocidade) do compressor em energia de pressão na descarga.
DROOP: Uma queda na velocidade (RPM), Voltagem, Pressão de ar, etc durante uma aplicação de carga.
DUCT: Uma passagem ou um tubo, ou porção do mesmo, usado para direcionar gases.
EFICIÊNCIA: Razão da Força de Saída pela Força de Entrada.
EFICIÊNCIA MECÂNICA DE UMA TURBINA: Eficiência de uma turbina em converter energia de fluido em energia mecânica disponível.
EFICIÊNCIA TÉRMICA DA TURBINA: Eficiência térmica de uma turbina é baseada sobre energia de aquecimento convertida em trabalho considerando suas perdas térmicas.
ENERGIA: Um corpo possui energia quando ele é capaz de executar trabalho ou sobrepor resistência. Energia é “Trabalho armazenado” aguardando para ser usado e é expresso em Foot-pounds (libras-pés). Existem duas formas de energia: Potencial e a Cinética. 
Potencial, ou latente, é a capacidade de um corpo para executar trabalho devido a sua posição ou composição química, ou sua tendência ao retorno para sua forma original após ser deformada.
Cinética, é devido ao movimento de um corpo, e representa a habilidade de um corpo para executar trabalho sobre qualquer coisa que tende a trocar velocidade do corpo.
ESTÁGIO (COMPRESSOR): Cada fileira de rotor de palhetas do compressor e seguido por uma fileira de estatores na qual a pressão de ar é progressivamente aumentada e é referenciado como um estágio de compressor. Também o conjunto da combinação de Impeller e Diffuser constitui um estágio.
 
ESTÁGIO (TURBINA): Cada fileira de Turbine Nozzle Guide Vanes seguido por uma fileira de palhetas de turbina usados para extrair força dos gases quentes para direcionar (girar) o compressor e os acessórios.
EXHAUST GAS TEMPERATURE (EGT): Temperatura de saída dos gases no lado da descarga de uma turbina. Usualmente sabido que se trata de uma temperatura menor do que a temperatura de entrada da turbina.
FLAMEOUT: Uma não intencional extinção da chama devido a um Blowout.
FLUIDO: Qualquer substância tendo partículas elementares que se movem facilmente em relação a elas próprias, isto é líquidos (Fluidos Incompressíveis) e gases (Fluidos Compressíveis).
FORÇA: Qualquer ação que tende a produzir, retardar ou modificar o movimento.
FUEL NOZZLE mesmo que ATOMIZER
FUEL CONTROL UNIT: Componente usado para regular fluxo de combustível para a câmara de combustão,ajustando os seguintes fatores: seleção da manete de potência, temperatura e pressão de entrada de ar, RPM do compressor, pressão da câmara de combustão e temperatura de descarga.
GAS TURBINE: Um motor constituído de um compressor, câmara de combustão, e uma turbina, usando um fluido gasoso como meio de trabalho, produzindo tanto potência para o eixo como empuxo.
HORSEPOWER: é a quantidade de energia que deve ser gasta para exercer a força de 33.000 libras por uma distância de 1 pé em 1 minuto (ou 550 foot pounds POR segundo).
HOT START: Uma partida de um motor, ou tentativa de partida, cujo resultado na temperatura de saída exceder os limites especificados. Isto é causado por excesso combustível/ar.
IGNITER (VELAS DE IGNIÇÃO):Um componente usado para iniciar a queima de uma mistura combustível/ar na câmara de combustão.
IGNITION: O ponto durante a partida que a mistura combustível/ar acende e queima na câmara de combustão.
IMPELLER: O principal rotor de um compressor radial o qual aumenta a pressão do ar que é bombeado.
INDUCER: Uma seção de vane curvada de fluxo axial na entrada de um Impeller Radial.
INDUCTION SISTEM: O sistema de entrada que admite ar para o motor.Consiste de um duto de entrada e uma plenum de entrada.
MACH NUMBER: A razão de velocidade de uma massa para a velocidade do som considerando uma determinada condição atmosférica. A velocidade de Mach 1.0 significa que a velocidade do som, indiferente de temperatura; Uma velocidade de Mach 0.7 significa que a velocidade é 70% da velocidade do som para aquela particular temperatura; Uma velocidade de 1.5 Mach significa que a velocidade é 150% vezes a velocidade do som para a particular temperatura, e assim por diante.
MASS: Uma medida de quantidade de material contida em um corpo. A unidade padrão de massa é a libra (POUNDS-Inglesa), o grama (Métrico), e o SLUG (Computação Aeronáutica). A massa de um corpo é igual ao peso dividido pela aceleração da gravidade.
Mass = Peso = Slugs
		32,17
MICRON: Unidade de comprimento igual a 1 milésimo de um milímetro ou 1/25000 da polegada.
OVERSPEED: Uma específica rotação do motor a qual está acima da máxima velocidade (RPM) permitido para uma dada condição de operação.
OVERTEMPERATURE: Uma temperatura de saída que exceda a máxima temperatura permitida para uma determinada condição de operação.
PLENUM: Um duto, Housing (Alojamento), ou um enclausurado usado para conter ar sob pressão.
POWER: A medida de uma razão a qual o trabalho é executado; i e, a quantidade de trabalho executado por unidade de tempo. 
PESO ESPECÍFICO: A razão entre o peso de um fluido homogêneo por seu volume em uma temperatura e pressão. Também chamado de Peso Densidade
PRESSURE ALTITUDE: A altitude correspondente determinada pressão de ar em uma atmosfera standard.
PRESSURE RATIO: Em um motor de turbina a gás, a razão de pressão de descarga do compressor pela pressão de entrada do compressor.
PROBE: Elemento sensivel que se estende para dentro do fluxo de ar ou de gases para medidas de pressão, velocidade ou temperatura.
RADIAL (COMPRESSOR, TURBINA): Um projeto no qual as palhetas são arranjadas no sentido radial do disco ou do rotor. Em um compressor o fluxo é no sentido de entrada; Na turbina o fluxo é no sentido de saída.
SCAVENGE PUMP: Uma bomba usada para remover óleo da cavidade dos rolamentos, e esvaziando-o após o óleo ter sido usado para lubrificação ou resfriamento.
SHROUD: Uma cobertura ou um alojamento usado para minimizar perdas do fluxo de ar nas pontas das palhetas. 
SÊLOS LABIRINTOS: Selo de alta velocidade (RPM) o qual produz vedação entre a passagem do fluxo de ar, óleo, etc de uma área para outra.
TURBINE NOZZLE: Um duto convergente através do qual gases quentes são direcionados para as palhetas da turbina.
THRUST: Uma força exercida por uma massa (empurrão) contra outra a qual tende a produzir movimento nas mesmas. Em uma propulsão a jato, empuxo é a força na direção do movimento causado pela força da pressão atuando sobre a superfície interna de um motor. Força de empuxo é geralmente medida em libras.
TORQUE: É o efeito de uma força no sentido de um corpo para movimento rotacional.
TURBINA DE FLUXO AXIAL: Turbina na qual a energia do fluxo de ar é convertida para o eixo de força enquanto o ar flui paralelo a rotação do eixo
VANES GUIAS: Seção do aerofólio estacionário a qual direciona o fluxo de ar ou gases de uma parte do motor para outra.
PUBLICAÇÕES TÉCNICAS
1. AIRCRAFT FLIGHT MANUALS (P. O. M. OU P. O. H.) 
 (PILOT´S OPERATING MANUAL)
 (PILOT´S OPERATING HANDBOOK)
2. AIRCRAFT MANUALS
 MAINTENANCE (MANUTENÇÃO)
 OVERHAUL (REVISÃO)
 ILUSTRADED PARTS CATALOG (CATÁLOGO DE PEÇAS ILUSTRADO)
 SERVICE BULLETINS (BOLETINS DE SERVIÇO)
			
3. MANUAIS DOS MOTORES
LIGHT MAINTENANCE 
(MANUTENÇÕES LEVES) 
HEAVY MAINTENANCE
(MANUAIS DE REVISÃO)
TEMPORARY REVISIONS 
(REVISÕES TEMPORÁRIAS)
SERVICE BULLETINS 
(BOLETINS DE SERVIÇO)
Uma grande quantidade de Publicações de Manutenção está disponível para suportar os motores. 
As publicações são aprovadas pelo FAA (DAC, DGAC) e devem ser utilizadas para a operação e manutenção dos motores da aeronave.
PUBLICAÇÕES RELACIONADAS COM MANUTENÇÃO DE LINHA
SERVICE MANUAL (MANUAL DE SERVIÇO)
LIGHT MAINTENANCE MANUAL
 (MANUAIS DE MANUTENÇÃO LEVE)
ILUSTRATED PARTS CATALOG 
 (CATÁLOGO ILUSTRADO DE PEÇAS)
SERVICE BULLETINS (BOLETINS DE SERVIÇOS)
SERVICE INFORMATION LETTERS (SIL´S)
(CARTAS DE INFORMAÇÕES DE SERVIÇO)
Para instruções detalhadas relativas a manutenção dos motores o operador deverá ter como referência o Manual de Manutenção do fabricante do Motor.
Os Manuais de Serviço (SM) fornecem instruções detalhadas de manutenção, serviços e procedimentos de inspeção que podem ser executados sem um conhecimento especial de ferramentas ou equipamentos de teste.
Procedimentos de Manutenção que requerem ferramentas ou equipamento de testes especiais estarão contidos no Manual Leve de Manutenção (LMM).
Os Manuais Leves de Manutenção (LMM) dão descrição e operação dos motores, pesquisas de pane (Troubleshooting) e instruções de nível de manutenção autorizado.
O Catálogo Ilustrado de Peças (IPC) ilustra e lista peças de um motor como é produzido na fábrica e como é modificado por Boletins de Serviço durante manutenção. Todas as peças dos motores são listadas exceto aquelas que são substituídas como (Major Parts) peças completas.
Boletins de Serviço fornecem informações especiais sobre equipamentos ou fornecem instruções para modificações.
Cartas de Informações de Serviço (SIL) fornecem informações não oficiais para o operador do motor sobre manutenção e operação. Enquanto o Manual de Serviço (SM), Manual Leve de Manutenção (LMM) e os Boletins de Serviço (SB) são documentos aprovados pelas autoridades (FAA, DGAC, DAC, etc.), o Catálogo Ilustrado de Peças (IPC) e as Cartas de Informação de Serviço (SIL´s) são aprovados de acordo com especificações da Air Transport Association (ATA). 
PUBLICAÇÕES ADICIONAIS
HEAVY MAINTENANCE MANUAL
 (MANUAIS DE REVISÃO GERAL)
REPAIR MANUAL 
(MANUAL DE REPARO)
CMM – COMPONENT MAINTENANCE MANUAL (MANUAL DE MANUTENÇÃO DO COMPONENTE)
TOOL AND TEST EQUIPMENT MANUAL 
(MANUAIS DE FERRAMENTAS E EQUIPAMENTOS DE TESTE)
SPARE PARTS BULLETINS 
(BOLETINS DE PEÇAS DE REPOSIÇÃO)
O manual Pesado de Manutenção – Heavy Maintenance Manual (Revisão Geral) fornece instruções dos testes de performance dos motores e práticas de manutenção para a zona do compressor dos motores. Uso deste manual requer ferramentas especiais não listadas em outros manuais.
O Manual de Reparo fornece informações de reparo para as peças dos motores que foram definidos como não reparadas pelo manual de manutenção de linha (LMM) ou pelo Manual de Revisão Geral.
Os dados contidos em um manual de reparo (Normalmente) são dados usados por oficinas homologadas pelo fabricante para executar o reparo.
Component Maintenance Manual – CMM – Manual de Manutenção do Componente fornece dados de teste, pesquisas de pane, desmontagem, montagem e procedimentos de reparo para componentes dos motores pelo seu específico Part Number (Número da Parte). É importante salientar que cada componente possui seu IPC. Ilustração com vista explodida fornecida no manual corresponde ao número da figura no IPC.
Spare Parts Bulletins – SPB – são publicados periodicamente para anunciar novos Part Numbers intercambiáveis para serem introduzidos em serviço como partes de reposição.
FORMATO MANUAL - ATA 100
SEIS DÍGITOS – NÚMERO DE TRÊS ELEMENTOS 
XX – XX – XX
SISTEMA / CAPÍTULO,SUB-SISTEMA / ASSUNTO, UNIDADE/ASSUNTO
Assuntos são localizados no manual através do uso do sistema de numeração da ATA 100.Este sistema de numeração foi desenvolvido pela Air Transport Association – ATA – para manter consistência e padronizar os manuais das aeronaves e motores.
Os manuais são divididos por capítulos, seções e assuntos usando seis dígitos, com três elementos separados por traços.
O primeiro e o segundo dígitos identificam o capítulo ou (Sistema Maior) e são definidos (Classificados) pela especificação ATA.
O terceiro e o quarto dígitos identificam o sub-sistema, ou seção e também são classificados pela especificação ATA. 
O quinto e o sexto dígitos identificam a unidade ou o assunto e são definidos pelo fabricante. (não pela ATA).
O seguinte exemplo ilustra e descreve o uso de cada elemento:
73 – 10 – 01
73 - Este número designa o maior sistema. Neste caso, capítulo 73 significa – “Engine Fuel and Control”. 
10 - Este número designa um sistema ou a quebra de um sub-sistema do material no capítulo 73. Neste exemplo significa – "Distribuição".
01 - Este número designa um componente específico ou unidade de uma seção. Neste caso – 01 representa “ Fuel Manifold and Instalation Splash Shield ”.
CAPÍTULOS (ATA)
70 – STANDARD PRACTICES
72 – ENGINE
73 – ENGINE FUEL AND CONTROL
74 – IGNITION
75 – AIR
76 – ENGINE CONTROL
77 – ENGINE INDICATING
79 – OIL
Note que os capítulos 71 e 78 não são vistos aqui.
Capítulo 71 “Power Plant” e o capítulo “78” Exhaust (Descarga) são partes do Manual de Manutenção da Aeronave.
TÓPICOS E DEFINIÇÕES DE PÁGINAS
DESCRIÇÃO E OPERAÇÃO		 1 ATÉ 100
PESQUISA DE PANE 			 101 ATÉ 200
PRÁTICAS DE MANUTENÇÃO 201 ATÉ 300
SERVIÇOS				 301 ATÉ 400
REMOÇÃO E INSTALAÇÃO 401 ATÉ 500
AJUSTES E CHECKS 501 ATÉ 600
INSPEÇÃO E TESTES			 601 ATÉ 700
LIMPEZA E PINTURA 701 ATÉ 800
FIXAÇÕES,TORQUES, FOLGAS 801 ATÉ 900
FERRAMENTAS ESP. E TESTES 901 ATÉ 1000 
CONTEÚDOS DO MANUAL DE SERVIÇOS
CAPÍTULO 70 
(PRÁTICAS PADRÕES - BRIEF)
CAPÍTULO 72 
DESCRIÇÃO E OPERAÇÃO
PESQUISAS DE PANE LIMITADAS (LIMITADO)
SERVIÇOS
AJUSTES E TESTES (LIMITADO)
INSPEÇÃO E CHECK (LIMITADO)
Os manuais de serviço contêm geralmente procedimentos gerais usados por mecânicos de linha.
Capítulo 70 brifa práticas padrões e procedimentos gerais de manutenção. Estas instruções de serviço dentro destas publicações detalham os procedimentos de manutenção que são requeridos para suportar os “Requerimentos de Inspeções Periódicas de Rotina Recomendadas”, pesquisas de pane limitadas (Troubleshooting) e procedimentos de ajuste e teste.
Estes procedimentos podem ser executados sem acrescentar uma ferramenta especial ou um equipamento de teste.
Algumas destas informações ou instruções contidas no Manual de Serviço são aplicáveis somente a alguns números de série de motores, ou algum motor sem ou com alguma modificação. Quando isto ocorrer, aplicabilidade deste material é anotada no início do parágrafo antes de um paço de manutenção, antes de um título de uma tabela, ou antes, de um título de uma figura. 
Alertas (WARNING), Cuidados (CAUTION) e Notas são encontradas em todo o manual precedendo os procedimentos aplicáveis.
WARNING – Procedimentos que podem resultar em machucar pessoas ou até perda de vidas se não forem seguidas cuidadosamente.
CAUTION – Procedimentos que podem causar danos ao equipamento se não forem seguidos cuidadosamente.
NOTAS – Procedimentos que devem ser essencialmente enfatizados.
CONTEÚDOS DO MANUAL DE MANUTENÇÃO LEVE – MANUAL DE MANUTENÇÃO
CAPÍTULO 70 A CAPÍTULO 79
O manual leve de manutenção contém capítulos de 70 ao 79. 
Capítulo 70 contém práticas padrões e instruções gerais de manutenção. 
Freqüente referência para esta seção é necessária desde que os procedimentos gerais não são repetidos em um subseqüente capítulo.
Capítulo 72 comanda a maioria do LMM. Ele fornece descrição e operação do motor, pesquisas de pane, serviços e instrução para todos os níveis de serviços autorizados.
As instruções de pesquisa de pane consistem de tabelas e procedimentos de troubleshooting, instruções de check, esquemas e diagramas.
A intenção primária das tabelas de pesquisa de pane é para direcionar o pessoal de manutenção reduzindo assim o tempo requerido pelo pessoal de pista na correção de problemas.
Em todos os casos, o AFM e/ou documento da aeronave apropriado, é para ser usado como a base para operação, ajuste, ou avaliação de performance dos motores instalados em uma aeronave.
BOLETINS DE SERVIÇO
(SERVICE BULLETINS)
PROPÓSITO
PUBLICAR INFORMAÇÕES ESPECIAIS
FORNECER INSTRUÇÕES DE MODIFICAÇÕES
TIPOS
PADRÕES
ALERTAS
Boletins de Serviço são notas aprovadas pelo órgão homologador do motor e numeradas de acordo com a ATA 100 (DAC, FAA, DGAC, etc) os quais publicam informações especiais a respeito do equipamento ou fornecem instruções de modificações.
Existem dois tipos de Boletins de Serviço:
O Boletim Standard é impresso em folha branca.
O Boletim Alerta é impresso em folha colorida.
Como mencionado anteriormente, os boletins de Serviço são numerados de acordo com o formato ATA 100. 
Por exemplo, boletins publicados para motores, são numerados com 72, para sistemas de combustível são numerados 73, para sistema de lubrificação são numerados 79, etc.
Como informação especial contida dentro de alguns SBs podemos citar como exemplo:
Informações de limite de vida de peças críticas rotativas (LCFs).
Definições de intervalos periódicos baseados em horas ou ciclos de operação desde novo ou desde a última inspeção.
Uma lista completa dos SBs inclui as últimas revisões dos mesmos bem como os novos SBs.
CATÁLOGO ILUSTRADO DE PEÇAS - IPC
LISTA ILUSTRADA DE PEÇAS DOS MOTORES
(INDEX NUMÉRICO E LISTA DE PEÇAS DETALHADAS)
LINE REPLACEABLE UNITS (LRU´S)
(UNIDADE SUBSTITUÍVEL EM LINHA)
O catálogo ilustrado de peças consiste de duas seções primárias:
Um Index numérico e uma lista de parts detalhadas.
A lista numérica de peças contém todos os Part Numbers que aparecem na Lista de Partes Detalhada tanto alfabeticamente como numericamente fornecendo dados de localização das parts.
A Lista Detalhada de Parts consiste de uma série de Listas de Parts individuais listando todos os componentes do motor. 
Cada lista individual é acompanhada por uma figura ilustrando as peças listadas.
Quando um capítulo é um capítulo complexo não usual, este é dividido em outros grupos pelo sistema função ATA 100.
Detalhadas instruções de como usar o IPC é encontrado na introdução desta seção do manual.
A lista detalhada das peças classificadas como LRUs não aparece neste manual e sim na lista detalhada do Manual de Manutenção do Componente (CMM). 
DOCUMENTOS DE REGISTRO DOS MOTORES
Cada motor é provido com uma plaqueta de identificação. Informações fornecidas nesta plaqueta incluem Part Number (P/N) e o Serial Number (Número de Série – S/N).
O Part Number (P/N) define um grupo de especificação e configuração.
Por exemplo: 	Motor PW 120 – ATR 42-300
			 	Motor PW 121 – ATR 42-320
				Motor PW 118 – Brasília
				Motor PW 120A – Dash 8
Todos os motores com o mesmo P/N são intercambiáveis. 
O P/N é complementado com um Número de Série e, se aplicável, troca de números para definir configurações específicas são permitidos.
O Log Book (Engine Log Book) permite ao operador do motor manter reportes (Registros) requeridos pelas Autoridades.
Espaços estão reservados para preencher Horas Totais de Operação, Ciclos Totais de Operação, Inspeções Executadas, Manutenções Cumpridas.
Um Log Book tem normalmente as seguintes seções:
REGISTRO DE SERVIÇOS DE MOTOR 
Esta seção contém páginas para registro de horas do motor (TSN), ciclos do motor (CSN) e ações de manutenção. Muitas vezes nesta seção, também são lançados registros de remoção e instalação (Aeronave e Posição).
REGISTRO DE BOLETINS DE SERVIÇO
Nesta seção todos os SBs incorporados devem ser registrados.
AIRWORTHINESS DIRECTIVES – (DIRETIVAS DE AERONAVEGABILIDADE)
Registro de execução destasdiretivas são registrados nesta seção.
LOCALIZAÇÃO DOS MOTORES
TFE 731
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PT6
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CAPITULO 3-COMPRESSORES
INTRODUÇÃO
CONCEPÇÃO MODULAR
Para fácil manutenção e flexibilidade, os motores são compostos de módulos básicos que podem ser manuseados e controlados separadamente. 
Temos como módulos básicos:
Motores Turbo-Fan
Fan
Compressores
Combustores
Turbinas
Accessory Gearbox Module – Caixa de Acessórios.
Motores Turbo-hélices
Caixa Redutora
Compressores
Combustores
Turbinas
Caixa de Acessórios
Motores Turbojato
Compressores
Combustores
Turbinas
Caixa de Acessórios
DUTO DE ENTRADA
Um duto de entrada de ar é considerado normalmente com uma estrutura da aeronave e é projetado pelo fabricante da mesma.
Durante operações em vôo é muito importante para a performance dos motores. Empuxo do motor será alto somente se o duto de entrada de ar for capaz de fornecer fluxo de ar suficiente para possibilitar altas pressões de entrada.
Os dutos de ar dos motores têm duas funções para o motor e uma função para a aeronave:
FUNÇÃO MOTOR:
Deve ser capaz de captar o maximo fluxo de ar livre e direcionar esta pressão para a entrada do compressor do motor.
O duto deve direcionar este fluxo de ar para o compressor em todas as condições de vôo com a mínima turbulência.
FUNÇÃO AERONAVE:
3-Com concepção de aeronave, este duto deve ter o mínimo de arrasto.
 4-Uma quarta função, que seria a função de anti-gêlo.
O Duto também tem usualmente uma função de difusão logo à frente do compressor para trocar a velocidade do ar forçado (Ram Air Velocity) em uma alta pressão estática na face do motor. Os dutos normalmente são confeccionados em formas divergentes.
COMPRESSORES
Os motores a reação têm um compressor para aumentar a pressão do ar antes que entre na câmara de combustão e tem uma influência grande no desempenho de motor .
Existem dois tipos principais de compressores: axial e centrífugo . O compressor axial o ar flui paralelo ao eixo central da rotação. O compressor centrífugo o ar corre perpendicular à linha central da rotação. Os compressores centrífugos, que foram usados nos primeiros motores de jato, são usados ainda em turboprops e nos turboshafts . O turbojato e os turbofans modernos usam geralmente compressores axiais.
Em média, o compressor centrífugo de estagio simples pode aumentar a pressão por um fator de 4. O compressor axial de estagio simples aumenta a pressão somente por um fator de 1,2. Mas é relativamente fácil de construir diversos estágios e produzir um compressor axial multiestagio. No compressor multistage, a pressão é multiplicada pela quantidade de estágios uo seja, 8 estágios vezes 1,2 por o estágio teremos um fator de 4,3. É muito mais difícil produzir um compressor centrífugo multistagio eficiente porque o fluxo de ar tem que ser curvado de volta à linha central em cada estágio. Tendo o fluxo de ar perpendicular à linha central, um motor com um compressor centrífugo tende a ser mais largo, tendo uma área de seção transversal maior do que o correspondente axial, aumentando o arrasto total da aeronave. Ambos os tipos são presos em turbinas através de eixos e são acionados pelas mesmas.
COMPRESSOR TIPO CENTRÍFUGO
O Compressor do tipo centrífugo emprega um Impeller para acelerar o ar e um diffuser para produzir o aumento da pressão.A saída do fluxo de um compressor centrífugo se dá radialmente (90° para a direção de vôo) e este fluxo deve ser redirecionado para a câmara de combustão, resultando em uma perda de eficiência.
COMPRESSOR TIPO AXIAL
Os compressores de fluxo axial empregam várias fileiras de palhetas(blades) rotativas (Rotor), para acelerar o ar, e palhetas (vanes) estacionárias (estator) para difundir o ar até que o aumento de pressão seja obtido.
O aumento de pressão que pode ser obtido por um simples estágio axial de compressor está longe do aumento de pressão atingido por um simples estágio de um compressor centrífugo.
Isto Significa que:
Para um determinado aumento de pressão em um compressor centrífugo, seriam necessários vários estágios em um compressor axial.
Um projeto de um motor usando um compressor centrífugo terá geralmente uma maior área frontal que em um compressor axial. Isto é conseqüência do projeto de um compressor impelidor centrífugo, e também devido a necessidade de um difusor para redirecionar o fluxo de volta a câmara de combustão.
Como um compressor axial necessita-se de mais estágios que o compressor centrífugo para se atingir uma mesma pressão.Um projeto de um motor com um compressor axial seria mais longo e fino do que um projeto de um motor de compressor centrífugo.
O uso de compressores centrífugos é favorável a pequenos motores onde a simplicidade, robustez e facilidade de construção suplantam as outras desvantagens.
PRINCÍPIOS DE FUNCIONAMENTO 
COMPRESSOR CENTRÍFUGO
Um compressor centrífugo aspira ar no centro do Impelidor e acelera-o ao seu redor e na saída.
Este compressor consiste basicamente de um Impeller, um Diffuser (Difusor) e um direcionador de ar de saida (Manifold).
O Difusor é fixado no Manifold e sempre este conjunto completo é referenciado como sendo o próprio Difusor.
Para facilitar o entendimento iremos trata-los separadamente.
O Impeller pode ser definido por dois tipos devido a sua entrada de ar. Podemos ter um Impeller com simples entrada ou com dupla entrada. A diferença entre ambos é apenas o arranjo de entrada.
Em um Impeller com simples entrada permite que o ar seja direcionado diretamente nas vanes indutoras.
O compressor aspira ar através do Hub e acelera-o para saída radial pela força centrífuga através do Impeller. Este ar deixa o Impeller com alta velocidade e baixa pressão e flui através do Diffuser (Difusor). O Difusor converte a alta velocidade e a baixa pressão do ar em baixa velocidade e alta pressão de ar. Esta pressão e velocidade do ar são agora direcionadas pelo manifold até a câmara de combustão.
Temos agora a saída do ar que na verdade converterá o fluxo de ar radial em axial. Neste processo com um suave contorno de superfície reduz as perdas de pressão (Deswirl).
COMPRESSOR AXIAL
Estes motores com fluxo axial, o ar é comprimido sem alterar a sua direção original de fluxo, paralelo ao eixo do rotor do compressor.
O compressor está localizado quase que na maioria das vezes na parte dianteira (Algumas exceções como nos motores PT6A/T3).
Embora pareça paradoxal, enquanto as palhetas rotativas aceleram o ar através do motor, as aletas estacionárias do estator desaceleram-no transformando a energia de velocidade em energia de pressão.
A proposta dos compressores axiais é receber o ar ambiente, aumentar a velocidade e a pressão e descarrega-lo através de um difusor para dentro da câmara de combustão.
Os dois principais elementos de um compressor axial são o rotor e o estator.
O rotor é o elemento rotativo do compressor e o estator é o elemento fixo (Estacionário) do compressor. O rotor e o estator estão enclausurados na carcaça do compressor.
O rotor tem fixado palhetas (Blades) as quais forçam o ar para trás como a hélice de uma aeronave.
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No exemplo acima podemos observar a fixação das palhetas do primeiro e segundo estágios de um motor CF6-50 com a utilização de retentores.
No exemplo acima podemos observar um rotor com quatorze estágios de alta. Compressor axial de um motor CF6-50.
Na frente do primeiro estágio estão as Vanes Guias (IGVs). Estas vanes direcionam o ar de entrada na para o primeiro estágio (Primeiro Set de Palhetas Rotativas). Diretamente atrás de cada estágio rotativo está um estator.
Os estatores direcionam o ar no sentido do próximo estágio rotativo. Cada par consecutivo de rotor e estator constituem um estágio de pressão.
A ação de um rotor aumenta a compressão de ar em cada estágio e acelera-o para trás.
Em virtude do aumento desta velocidade, energia é transferida do compressor para o ar em forma de energia cinética.
O Número de Estágiosé determinado pela quantidade de ar e pelo aumento de pressão requerido.
No exemplo abaixo podemos observar que em alguns estágios do compressor ar é sangrado para utilização nos sistemas da aeronave, tais como pressurização, ar condicionado, sistema de anti gelo, etc..
CAPITULO 4 - COMBUSTION CHAMBER
A seção de combustão fornece uma área para a mistura e ignição da mistura de ar e combustível bem como direciona o fluxo dos gases para as turbinas.
Podemos basicamente classificar em dois tipos as câmaras de
combustão:
- 	CAMARAS TIPO CAN
CAMARAS TIPO ANNULAR
Normalmente as seções de combustão dos motores de hoje são do tipo anular. É composta basicamente por somente uma câmara simples onde ocorre a combustão.
Ar saindo do diffuser é direcionado para dentro de uma carcaça (Plenum).
Da Plenum o ar é direcionado para dentro da câmara ou combustor propriamente dito, onde a energia pneumática, (ou o ar) é misturado com a energia química,(ou o combustível) entrando em combustão. 
Vale ressaltar que somente 30% da quantidade total do ar é usado para a atomização do combustível e a combustão. Os outros 70% de fluxo de ar é direcionado através dos furos da câmara de combustão para centralizar o cone da chama e fornecer um colchão de ar entre a chama e a câmara propriamente dita.
As câmaras de combustão possuem guias onde entram as velas de ignição (normalmente em número de duas).
Normalmente as câmaras de combustão possuem três tipos de furos que permitem a penetração do ar primário.
Os furos de combustão estão localizados na frente da câmara de combustão. O ar que passa através desses furos é utilizado primordialmente para a combustão.
Os furos de diluição (maiores) são utilizados para resfriar os gases muito quentes antes que os mesmos saiam da câmara de combustão.
Os furos muitos pequenos localizam-se ao redor de cada segmento revestido. O ar que passa através destes furos flui contra a parede interna da câmara de combustão, ajudando a isolar a câmara de combustão dos gases muito quentes da combustão.
Nas câmaras CAN existem passagens entre as câmaras de combustão adjacentes. Estas passagens propagam a chama de uma câmara para outra.
 
CAPITULO 5 –TURBINAS
A turbina é um sistema o qual converte energia térmica e cinética de um fluído em movimento, através de alguma forma de trabalho mecânico.
Devido a isto, turbinas têm sido usadas em muitas áreas incluindo usinas a vapor, motores a jato, usinas hidroelétricas, locomotivas a vapor e muitas outras.
Como mencionado acima, as turbinas têm a tarefa de produzir força para acionar o compressor e acessórios. Ela faz esta função extraindo energia dos gases quentes produzidos no sistema de combustão e expandindo-os para uma baixa pressão e alta velocidade. 
O contínuo fluxo de gás, o qual a turbina é exposta pode gerar na entrada desta entre 850 °C e 1700°C que está muito acima do ponto de fundição da tecnologia dos materiais.
As turbinas em todos os motores a jato modernos, independente do tipo de compressor utilizado, são do tipo axial.
Próximo de ¾ de toda energia disponível do produto da combustão é usada para girar o compressor.
Os discos de turbina são as partes mais exigidas (Estressadas) em um motor. Não somente por estar operando em temperaturas em torno de 1700 °C, mas em função do mesmo estar trabalhando sob uma grande carga centrífuga imposta pelas velocidades rotacionais próximas a 40000RPM em motores pequenos e 80000RPM em motores maiores.
A velocidade rotacional dos motores e a temperatura de entrada das turbinas devem ser controladas para manter a turbina dentro dos limites seguros de operação
Para produzir o torque de giro, a turbina é feita de vários estágios, cada um,constituído de uma fileira de Vanes guias estacionárias e uma fileira de blades em movimento. O número de estágios depende da relação entre a força requerida do fluxo de gás, da velocidade de rotação a qual tem de ser produzida, e o diâmetro permitido do motor. O projeto das vanes guias e a passagem das palhetas de turbina são baseados em considerações aerodinâmicas, para se obter a melhor eficiência, compatível com o compressor e o projeto do combustor. As Vanes Guias e as palhetas possuem um perfil básico de um aerofólio.
NOZZLE SEGMENTS (estatores) DA TURBINA
Produzir um motor com alta eficiência, demanda uma alta temperatura de entrada da turbina, causando problemas nas palhetas no que diz respeito à longa vida das mesmas operando a temperaturas acima do seu ponto de fundição. Estas palhetas, enquanto incandescente devem ser fortes suficientes para suportar cargas centrífugas devido a sua alta rotação.
As palhetas são fixadas no disco no chamado “Fir-Tree”. Este “Fir-tree” é projetado para permitir diferentes razões de expansão entre o disco e as palhetas mantendo-as ainda firmemente fixadas contra cargas centrífugas.
REFRIGERAÇÃO DA PALHETA DE TURBINA 
Para operar sob estas temperaturas, ar frio é forçado através de pequenos furos nas palhetas. O ar permanece preso nas palhetas, evitando sua fundição, mas não diminuindo significantemente a performance do motor. 
Liga de Níquel são usadas na fabricação de palhetas de turbina e Vanes Guias porque estes matérias demonstram boas propriedades a altas temperaturas.
CARCAÇA DE TURBINA – NOZZLE SEGMENTS
ROTORES
Os discos são produzidos de especial liga de aço contendo porcentagens de Cromo, Níquel e Cobalto. Abaixo um rotor de turbina de alta de varios estágios.
SHROUDS 
Conjunto de peças, chamado de shrouds, são alojados ao redor do diâmetro dos estágios de turbina. Os mesmos têm a finalidade de impedir ao máximo a perda dos gases da combustão através da ponta das palhetas. A menor folga possível deve ser mantida para se ter a melhor performance do conjunto sem perdas de ar pela ponta das palhetas (tip).
CAPITULO 6 – FAN / GEAR BOX
FAN
Um Motor Turbofan consiste basicamente de uma hélice multi-pás alojadas em um duto dirigido por um motor reação. Os motores turbofan foram projetados para aproveitar as melhores características de um motor turbojato e de um motor turbohélice.
Na seção de um Fan onde podemos observar a carcaça externa, o Fan, O Spool (Compressor de Baixa), as vanes de direcionamento do ar.
O turbofan tem a de velocidade de cruzeiro de um turbojato, ainda mantendo alguma capacidade de decolagem em pistas curtas como um turbohélice.
As palhetas do fan para altas razões de by-pass foram por muitos anos, fabricados por um material sólido forjado de aço titanium e também foram projetados com “midspan snubbers” para controle da vibração. 
Entretanto, os snubbers impedem o fluxo de ar e reduzem a eficiência aerodinâmica, penalizando com consumo de combustível.
Projetos modernos tem eliminado os snubbers fornecendo uma melhor eficiência aerodinâmica. Nestes projetos com o aumento da corda da palheta tem-se aumentado a estabilidade mecânica reduzindo o número de palhetas por aproximadamente 1/3. (Wide Chord Blades). 
Existem vários tipos de configuração de Fans.
Os Fans podem ser fixados diretamente no compressor e giram com a mesma rotação, ou pode ser acionados pelo compressor usando um sistema de engrenagens de redução.
Os Fans em alguns motores são acionados por uma turbina separada e giram independente dos compressores.
No exemplo acima a carcaça de um motor CF6-50. Podemos observar a área do shroud das palhetas do fan, os estatores e as IGVs (Direcionadoras do fluxo de ar)
Só a título de exemplo, as Fan Baldes usadas nos motores V2500 do tipo wide chord são palhetas altamente leves e extremamente fortes com seu bordo de ataque altamente robusto e pode resistir a danos devido ao impacto de objetos estranhos. Também como vantagem das wide chord blades, as mesmas têm a capacidade de centrifugar detritos e sujeira das pistas para a região do by–pass do motor reduzindo com isso a remoção de motores devido a FOD por um quarto quando comparado com uma blade convencional (Narrow –Estreitas)
GEAR BOX
A gear box ou caixa de engrenagens proporciona a redução de rotações para os acessórios acoplados ao motor, ou que o fazem funcionar. Ela esta diretamente ligada a um dos eixos girantes do motor atravez de engrenagens 90° conforme desenho abaixo:
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CAPITULO 7 -COMBUSTÍVEL
FUNÇÃO AERONAVE: 
O sistema de combustível da aeronave deve fornecer combustível filtrado com uma certa pressão para a entrada do sistema de combustível do motor. Tal sistema deve executar as seguintes tarefas:
1- Filtrar o Combustível
2- Aquece-lo para prevenir a formação de gelo nos filtros.
3- Elevar o combustível a uma alta pressão.
4- Envia-lo para um sistema de controle.
Em algumas instalações, o sistema de envio de combustível também fornece fluxo de combustível para o sistema de injeção de fluxo motivo da aeronave.
FUNÇÃO MOTOR:
O combustível deve ser fornecido:
-Na quantidade certa
Bombas
Controle da dosagem de combustível
-No local certo
Divisora de fluxo (flow divider).
Distribuidores (manifolds).
Nozzles (bicos injetores).
-No tempo certo
Válvula de corte (shutoff valve)
Unidade eletrônica de controle do motor (eletronic engine control)
MODOS DE OPERAÇÃO:
NORMAL – CONTROLE ELETRÔNICO DO MOTOR - ON
Proteção contra Surge (Stall).
O combustível é controlado pelo Controle Eletrônico.
Limites são fornecidos pelo Controle Eletrônico do Motor.
MANUAL - CONTROLE ELETRÔNICO DO MOTOR – OFF.
Surge Valve parcialmente aberto
Combustível e controlado pelo Fuel Control/HMU
Limites são controlados pelo Operador.
Usado para Emergência e em pesquisas de pane.
Em Modo Normal de operação, a Unidade de Controle Eletrônico Motor (EEC) fornece proteção de surge, rotação dos spools e limites de temperatura. O combustível é precisamente controlado pelo EEC para assegurar operações livres de surge dentro dos parâmetros prescritos.
Em contrapartida, em Modo Manual de operação, a válvula surge (Bleed Valve) permanece parcialmente aberta e o combustível é controlado pelo FCU. O operador do motor deve ter ciência que o EEC não está controlando os parâmetros do motor, e deve observar que as indicações dos instrumentos sejam mantidas dentro dos limites operacionais. O tempo de desaceleração do motor em Modo Manual é considerável mais lento que em Modo Normal.
O modo manual de operação pode ser selecionado durante a pesquisa de pane no sentido de isolar um problema dentro do sistema de combustível. Comparando os Modos de Operação Manual e Normal pode-se dizer ao operador se o problema está no sistema elétrico/eletrônico ou no sistema de controle hidromecânico. O despacho da aeronave com o sistema eletrônico inoperante pode acontecer em algumas circunstâncias. 
Na figura acima podemos observar os componentes básicos de um sistema . O combustível entra na bomba proveniente do sistema da aeronave onde o mesmo é filtrado e sua pressão é aumentada Da Bomba de combustível, passa através de um filtro (tela) para dentro do FCU. O Fuel Control medirá o combustível para solicitações requeridas do motor. Quando a temperatura do combustível deixa a bomba e a estando abaixo de 0º C, todo combustível é bypassado pelo Fuel Control e é direcionado de volta a bomba através de um aquecedor (Fuel Heater) para prevenir a formação de gelo dentro do filtro.
Da descarga do Fuel Control, o combustível passa através de um Fuel/Oil Coller o qual resfria o óleo utilizado no motor. Deste resfriador, o combustível flui através de uma válvula divisora de combustível (Flow Divider) de onde é direcionada para o Manifold (Distribuidor) de onde finalmente é direcionado para os Bicos Injetores.
MÓDULOS DO SISTEMA DE COMBUSTÍVEL
A bomba de combustível e o Fuel Control são montados na caixa de acessórios (Gearbox). A bomba é montada na Gearbox e o Fuel Control montado na bomba atravéz de um acoplamento chamado quick-Disconect. 
BYPASS DO FILTRO DE COMBUSTÍVEL
Os motores utilizam bombas capazes de fornecer fluxo de combustível de 5000 libras por hora (PPH) a 1000 PSIG. (EX: Motor TFE731).
Um alojamento mantém um filtro de papel/tela de 40 microns que é parte integrante da bomba de combustível. Montado no alojamento do está um sistema de indicação de filtro bypassado consistindo de um pino indicador mecânico ou um switch elétrico de indicação para o painel. 
BOMBA DE COMBUSTÍVEL
Normalmente, todos os modelos de bomba contêm uma parte integral (Boost) do tipo centrífugo, uma válvula de alívio interna (para descarregar a pressão acima do limite), um elemento bomba do tipo de alta pressão, um indicador de pressão diferencial (para indicar quando o filtro está obstruído), um filtro, e um bypass do filtro. Alguns modelos também possuem um sistema de antigelo e / ou uma válvula de fechamento de fluxo motivo e uma válvula de pressurização
O combustível não necessário ao motor retorna do Fuel Control para a entrada da bomba através de passagens internas.
Um acesso está disponível na bomba para a instalação do probe de temperatura. O combustível proveniente dos tanques flui para dentro do elemento centrífugo onde a pressão irá aumentar para 35-43 PSIG e flui para um filtro de papel de 40 micron. O filtro tem uma válvula de bypass em paralelo com o elemento filtrante. Se o elemento estiver obstruído, a válvula abre e permite que o combustível não filtrado flua para o elemento de alta pressão da bomba. Caso o filtro se contaminar ou obstuir-se com cristais de gelo, criando uma pressão diferencial que quando atinge 6-8 PSID através do elemento filtrante, um indicador de pressão mostrará esta condição, mecanica ou eletricamente através de um sinal na cabine de pilotos. Quando a pressão atingir 9-14 PSID, combustível será bypassado do elemento filtrante.
Entre os elementos de baixa e alta pressão está uma válvula antigelo. O combustível passa através de um elemento de expansão térmica próxima ao elemento de alta pressão da bomba. Se a temperatura estiver abaixo de 0°C, a válvula antigelo direcionará o combustível para um componente chamado “Fuel Heater” (Aquecedor de Combustível). O fluxo de retorno do fuel heater mistura-se com o combustível de descarga da bomba (Boost Pump Element), prevenindo-se assim a formação de gelo no filtro.
Após passagem pelo filtro o mesmo se dirigirá para a entrada do elemento de alta pressão da bomba. Neste ponto a pressão de combustível aumenta para o limite da válvula de alívio de alta pressão. A pressão em excesso do sistema (1500 PSIG) será bypassada de volta para a entrada da bomba.
MOTIVE FLOW SYSTEM
Algumas configurações de aeronave utilizam um sistema de fluxo motivo (movimento) de combustível para operar o sistema de transferência da aeronave.
Em aeronaves com este tipo de equipamento, uma válvula de bloqueio é usada para evitar o fluxo de combustível para o sistema “motive” durante a partida dos motores. Uma válvula com sistema de mola sente o fluxo de descarga da bomba através de um orifício. Com o aumento da velocidade da bomba e no momento em que a rotação exceda 3000 RPM, aproximadamente 40% de N2 (Rotação do Compressor de Alta), a válvula de bloqueio abre permitindo que o combustível vá para a reguladora de pressão do fluxo motivo. 
Um sistema da bomba de combustível com fluxo motivo e sistema de antiice é mostrado aqui. O combustível entra na boost pump no lado esquerdo do esquemático, flui através do filtro para a válvula de antigelo, e para a bomba de alta pressão. Da bomba de alta pressão,o combustível flui para a válvula de alívio que está regulada para a pressão de 1500 PSI. Quando a válvula de bloqueio de fluxo motivo abre, como mencionado anteriormente, o combustível flui para o regulador de pressão de fluxo para fornecer combustível para as jet pumps da aeronave.
FUEL CONTROL UNIT
O Fuel Control tem uma seção dosadora de combustível, imputs da manete de potência, válvula de corte, válvula de pressurização de saída, e um governador mecânico funcionando como governador de sobre velocidade para o rotor de alta pressão e controlemanual quando o sistema eletrônico está desativado. A unidade é controlada por imputs elétricos para a seção dosadora de combustível quando o controle eletrônico do motor está programando. No desenho acima, podemos observar a entrada do combustível da bomba (Visto como “Inlet Filter”). Este filtro é um item removível e que pode ser limpo. Podemos observar também a saída do combustível. Desta descarga,o combustível passa através do Fuel/Oil Cooler (Resfriador de Óleo) e é direcionado para os bicos injetores.
Próximo a parte inferior da unidade podemos observar a entrada de P3. Esta pressão é usada para controle da operação do motor. 
No outro lado está a entrada da manete de potência (Eixo da Manete de Potência). A manete é conectada neste eixo, girando-o conforme o movimento da mesma..
Existem três requerimentos de um sistema de combustível.
Primeiro, fornecer combustível em função da necessidade.
Segundo, uma bomba para aumentar a pressão o suficiente para causar a atomização do combustível, ou reduzir para um fino spray, e uma válvula dosadora para regular a quantidade do fluxo de combustível para o motor. Isto permitirá a seleção do empuxo requerido necessário para as condições de vôo.
O próximo passo, é uma análise do terceiro requerimento do sistema de combustível, a válvula dosadora. Dois métodos de regular o fluxo podem ser empregados.
Manter a pressão constante e variar a abertura da válvula dosadora.
Manter a válvula dosadora constante e trocar a pressão.
Verificando a ilustração, está evidente que se a pressão é mantida constante através da válvula dosadora, a abertura tem de ser variada, e como conseqüência o fluxo do combustível também é variado. O outro método de regulagem do fluxo pode-se manter uma abertura constante na válvula dosadora e alterar a pressão pelo uso de válvulas bypass. Se mais combustível é bypassado, a pressão é reduzida, como conseqüência o fluxo é reduzido. 
VÁLVULA “DOSADORA”
METERING VALVE
Localizada entre a descarga da bomba e os bicos injetores, esta válvula que dosa todo o fluxo que está indo para o motor. Um ponto de parada (Stop) está localizado na parte superior da válvula, que é chamado parada de fluxo mínimo. O ponto de parada é ajustado normalmente de acordo com o projeto (No exemplo, é ajustado para 130 pph de fluxo de combustível para a área dos bicos injetores). 
A pressão de combustível regulada entra e pressiona a área da válvula dosadora. A mesma pressão regulada é também fornecida através de um orifício regulado para uma câmara na parte de baixo da válvula dosadora. Se a pressão é igual em ambos os lados da válvula, esta deveria mover-se para cima, ou para a posição de fechado, devido as suas áreas de superfície (na área fechada da válvula e na área da parte de baixo da válvula).
A parte interna da câmara pode abrir ou fechar em função do movimento da viga que tampa ou abre o orifício da câmara no lado esquerdo inferior. Se esta válvula está aberta, a pressão dentro câmara irá diminuir, e a válvula irá mover-se para baixo, ou no sentido de abertura da mesma. Isto irá aumentar o fluxo de combustível para os bicos injetores.
PRESSÃO DE P3 CONTROLANDO A POSIÇÃO DA VÁLVULA
P3 X RPM
O Gráfico acima mostra que:
Com o aumento da RPM, a pressão de P3 também aumenta proporcionalmente. Por esta razão, a pressão de P3 pode ser usada dentro do FCU para fornecer maior uniformidade na adição de combustível durante as acelerações.
O diagrama mostra que a descarga da bomba flui através da válvula dosadora para os bicos injetores (Atomizers). Em função da troca da pressão de P3 dentro dos bellows, a posição da válvula dosadora também é mudada. Os bellows de aceleração expandem-se, aplicando uma força para baixo sobre a barra. A barra controla a saída de P3 na área da câmara . A ação do pivot deveria abrir a selagem dentro da câmara e permitirá que o combustível retorne para a entrada da bomba. Com este procedimento, a pressão dentro da câmara diminirá e permitirá que a válvula se abra fornecendo mais combustível para os bicos injetores.
Como a pressão de combustível aumenta ou diminui dentro da câmara, ambos os bellows de aceleração e evacuação irão expandir-se e contrair-se com a mesma força. Isto eliminará a possibilidade da pressão dentro da câmara afetar a abertura da válvula.
O limitador de pressão de P3 pode ser considerado uma válvula de segurança. No momento em que a pressão é alta na Plenum (Dias muito frios e altas velocidades de rotação) o limitador aliviará o excesso de pressão .
Quando pressão de P3 excede a razão da mola, os bellows forçarão a válvula para a posição aberta, reduzindo a pressão dos bellows de aceleração. Assim com a queda desta pressão, a válvula dosadora irá mover-se para a posição fechada, reduzindo a rotação do motor.
VÁLVULA DE BYPASS REAGINDO COM A VARIAÇÃO DE PRESSÃO
A proposta da válvula de bypass é para bypassar todo combustível que não é requerido para a operação do motor de volta para a entrada da bomba. A bomba de combustível do motor é de deslocamento positivo. Por esta razão, todo o combustível que não é requerido para o motor tem de retornar para a entrada da bomba no sentido de termos atingido características ideais de dosagem de combustível.
Como o combustível é forçado através da válvula dosadora, a mesma age como um orifício, ou um restritor, na linha. Esta restrição causa uma queda de pressão e a pressão diferencial ocorrerá através da válvula dosadora. A pressão diferencial será tomada agora como referência no controle de bypass.
VÁLVULA DE BYPASS
O combustível da descarga da bomba pode entrar na válvula bypass e, como a mesma é uma válvula de posição aberta e fechada, o fluxo de combustível sendo bypassado de volta para a entrada da bomba pode ser regulado. A válvula está sendo controlada pela pressão diferencial através de dois pistões da válvula.
A válvula na câmara está sendo movimentada pela seleção dos bellows.A pressão diferencial através da válvula dosadora é agora tomada como referência dentro dos bellows.A alta pressão da descarga de combustível é aplicada para a parte externa dos bellows. A diferença na pressão posicionará a válvula, permitindo combustível fluir da câmara. Isto terá como conseqüência o posicionamento da válvula bypass que é posicionada em resposta a posição relativa da válvula dosadora, então fornecendo controle do fluxo de combustível para o motor.
OPERAÇÃO EM MODO MANUAL	
O próximo passo no sistema de combustível em discussão é o controle de governador. O controle do governador é do tipo por pesos voadores (flyweight) operado pela rotação de N2. Assim que a velocidade selecionada é atingida conforme selecionado pela manete de potência, o governador reagirá e regulará a quantidade de combustível própria para manter a rotação selecionada. O governador controla a pressão de P3 para os bellows e como a pressão dentro da câmara muda, então o fluxo de combustível e a rotação do motor também mudam.
Em Manual Mode, a rotação de N1(Empuxo) é selecionado, entretanto a rotação do motor é controlada pela rotação de N2.
No diagrama acima na parte inferior está o controle do governador. Note que o imput shaft da rotação de N2 que está indo para o governador é do tipo flyweight, o qual opera uma válvula na linha de P3. Esta válvula controla a pressão P3 para dentro dos bellows de aceleração. Como a válvula abre, a pressão de P3 é drenada pelo overboard.
Pela diminuição da pressão de P3 dentro do bellows de aceleração, a válvula move-se para a posição fechada. Esta pressão aumentada dentro da câmara posiciona a válvula dosadora, reduzindo o fluxo de combustível para o motor. Também visualizado na parte central inferior do diagrama, está a localização do ajuste do fuel control. 
GOVERNADOR MECÂNICO
NORMAL MODE, o governador atual como limitador de sobre velocidade.
A Manete de Potência controla o EEC (Computador) e o governador eletrônico interno irá controlar a válvula de bypass. Com o computadoroperante (ON), sinal de 28 volts para o controle de manual re-seleciona o controle do governador de manual para 105 % de governo de sobre velocidade. 
GOVERNADOR MECÂNICO
MODO NORMAL
Quando O EEC está ON, a válvula solenóide de Manual Mode está energizada. Com isto são permitidos dois caminhos para a pressão regulada de combustível dentro da câmara. As duas aberturas ou orifícios são maiores (largas) que a abertura do centro do pistão de governo manual. Conseqüentemente a pressão cresce e move o pistão em todo o trajeto para a esquerda até o ponto de parada (Batente). Através desta seção, a mola de velocidade dos Flyweight é selecionada para 105 % e este então serve como governador de sobre velocidade de N2.
DO CONTROLE DE COMBUSTÍVEL
O regulador de pressão no topo do esquema regula a pressão para 205 PSI (Exemplo como referência de um motor TFE731), bypassando o excesso de combustível.
Também podemos observar após a passagem pela válvula dosadora (Metering Valve) está uma válvula de pressurização de saída (Outlet Pressurizing Valve). O combustível que deixa a metering valve, no sentido dos bicos injetores (Atomizers), tem de passar pela válvula de pressurização de saída. Esta válvula com carga de mola e requer uma pressão de aproximadamente 185 PSI para a abertura. A válvula de pressurização de saída garante suficiente pressão de combustível disponível para operação de vários sistemas dentro do Fuel Control. 
ÚLTIMA PROTEÇÃO SOBREVELOCIDADE
SOLENÓIDE ENERGIZADO
No momento de um overspeed, o computador energizaria um último solenóide de overspeed o qual deve fechar a válvula, fechando o fluxo de combustível para o motor. Check a seqüência do evento. Se o EEC sente um sinal de rotação acima de 109% de N1 ou 110% de N2 a última válvula solenóide estaria energizada na posição aberta. Esta ação permitiria duas passagens do fluxo para a válvula (Spool Valve). Pressão no lado direito, com acréscimo da força da mola forçaria o spool valve para a esquerda fechando a passagem de combustível para o motor e abrindo a passagem de combustível para o retorno da entrada da bomba.
CONTROLE ELETRÔNICO DO MOTOR.
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DIVISOR DE FLUXO – FLOW DIVIDER
O combustível flui do Fuel/Oil Cooler (Combustível/Óleo Resfriador) para o divisor de fluxo de combustível. Esta unidade é do tipo de mola fechada, válvula hidraulicamente atuada que fornece a passagem do fluxo de combustível para os bicos injetores primários e secundários.
A divisora de fluxo contém um restritor de compensação de viscosidade, e um amortecedor de ondas. Durante a partida do motor,o combustível pressurizado é aplicado para a porta de entrada e através do restritor de viscosidade e do amortecedor de ondas flui para o lado dos bicos injetores primários.O combustível, sob pressão, é simultaneamente enviado para a parte externa do bellows da divisora de fluxo e através do amortecedor de ondas para a parte interna do mesmo.
As forças desiguais causarão o fechamento (poppet) da válvula. Com o aumento da pressão de combustível, o diferencial de pressão no bellows aumenta. Quando este diferencial de pressão atingir aproximadamente 33 PSID, o bellows comprime, permitindo a abertura da válvula. A abertura da válvula permitirá combustível fluir para os bicos secundários. Isto normalmente ocorre com 150 PPH de fluxo de combustível. 
Em função do aumento do fluxo de combustível, o diferencial de pressão através do bellows irá aumentar, permitindo assim o aumento do fluxo de combustível para os bicos secundários. 
Algumas divisoras de fluxo também têm a característica de executar a função de dumping (Drenagem de combustível) após o corte do motor.
BICOS INJETORES(FUEL MANIFOLDS AND NOZZLES)
Função:
* Enviar e “atomizar” o combustível na câmara de combustão.
Descrição:
* Determinada quantidade de bicos são montados na carcaça da geradora de gás.
* São conectados por tubos de transferência
Primários
Secundários
Drenos
Bicos Primários e Secundários:
O fluxo de Combustível primário passa através do orifício central. 
O fluxo de combustível secundário passa através da área anular.
Bicos Secundários:
Somente fluxo secundário flui através da área anular.
Estão localizados em algumas posições determinadas por projeto.
 Ex: PW100 – Posições 1, 4, 8 e 12.
Drenos:
Prevenir vazamentos externos de combustível dos bicos primários e secundários.
Coletar e drenar combustível para a área externa do motor.
� Deficiências:
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CAPITULO 8 -ROLAMENTOS
A carcaça externa do motor a jato faz o papel de um tubo . Essa carcaça varia em diâmetro para acomodar a variação da pressão do ar de valores baixos para altos e novamente para baixos, a variação da velocidade de valores médios, no compressor, para valores baixos na câmara de combustão, a variação da temperatura para valores elevados no tubo de descarga e termina por uma abertura calibrada no tubo de descarga, onde a velocidade é elevada. O tubo, ou mais apropriadamente a carcaça do motor, é a sua espinha dorsal e serve de suporte e apoio para os montantes e rolamentos e conseqüentemente para os eixos e todas as partes internas. 
OS ROLAMENTOS-FINALIDADE:
Normalmente os principais rolamentos sustentam e alinham os sistemas giratórios do motor.
Podemos dizer que os rolamentos sustentam os chamados “SPOOLS”.
Os principais rolamentos de um motor são do tipo antifricção, para atenuar o atrito das peças que giram. São lubrificados, resfriados e limpos pelo óleo.
Alguns dos rolamentos tem também a sua vibração atenuada pelo óleo.
1- Os rolamentos do tipo Roletes sustentam as peças giratórias em sentido radial. Absorvem cargas angulares e permitem movimentos axiais.
Todos os Rolamentos do tipo Rolete tem:
		Uma grade de uma só peça;
		Um Anel com excesso e outro sem excesso.
Os anéis internos e externos de um rolamento podem ter ranhuras para facilitar a remoção e instalação. Dependendo do que é melhor para efeito de montagem e desmontagem. As pistas internas e as externas são denominadas Ring ou Races.
2- Os Rolamentos do tipo Ball (Esfera) mantém as peças giratórias em alinhamento axial e radial. Absorvem cargas tanto de empuxo (Axial) como angulares.
Todos os rolamentos tipo Ball têm:
		Cage de uma peça.
		Um ring interno e outro externo. Ambos com rebaixo.
Precauções no manuseio dos rolamentos:
É muito importante manusear cuidadosamente os rolamentos, consultando as precauções corretas nos manuais de manutenção e procedimentos padrões.
Jamais pegue um rolamento sem usar luvas, mesmo com as mãos limpas, uma vez que o óleo das mãos pode causar corrosões e danificar o acabamento dos rolamentos.
CAPITULO 9 -IGNIÇÃO
SISTEMA DE IGNIÇÃO 
Devido ao princípio de combustão contínua o sistema de ignição do motor a reação difere do sistema de ignição do motor de pistão de duas maneiras: primeiro, o ciclo de trabalho isto é, a razão da frequência e a duração da centelha sobre a operação do motor, é muito baixo. A combustão contínua e de auto-sustentação permite a cessação da centelha de ignição logo após a partida. Segundo, a calagem da ignição, tão intimamente relacionada com a posição do pistão e rotação no motor de pistão, é desnecessária no motor a reação. Uma centelha ao acaso, durante a partida, é suficiente para dar início à combustão. Com exceção dos requisitos para ignição em vôo, pode-se empregar um sistema de ignição muito simples.
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FUNÇÕES:
Fornecer centelha para a ignição da mistura ar / combustível .
Usado para partida inicial do motor.
Proteção contra o apagamento do motor (Flame out), utilização do sistema ignição contínua selecionado durante as decolagens, pousos e em vôos dentro deformações (precipitações).
COMPONENTES
CAIXA DE IGNIÇÃO
Transforma uma voltagem de entrada para um pulso de saída de alta voltagem. 
Unidade eletrônica selada.
Usa capacitores para produzir a descarga de alta voltagem.
CABOS DE IGNIÇÃO
Levar a corrente de alta voltagem das caixas de ignição para as velas de