Seleção da Razão de Temperaturas

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Engenharia Aeroespacial
Propulsão 2
Exerćıcio: Seleção da Razão de Temperaturas Ótima da Turbina
Considere um avião executivo turboélice projetado para voar a Mach 0,8. Graças ao
avanço das técnicas de projeto de hélices — como a utilização de pás com geometria
transônica e inclinação (swept blades) — estima-se que seja posśıvel obter eficiências
elevadas da hélice mesmo em velocidades relativamente altas. Este avião é dimensionado
para transportar de 8 a 10 passageiros e opera nas condições descritas abaixo:
• Altitude de operação: 7, 6 km (25.000 pés)
• Eficiência da hélice: ηprop = 0, 83
• Temperatura do escoamento livre: T0 = 240 K
• Temperatura máxima na entrada da turbina: Tt4 = 1370 K
• Número de Mach de cruzeiro: M0 = 0, 8
• Poder caloŕıfico do combust́ıvel: hPR = 42.800 kJ/kg
• Razão de calores espećıficos: γ = 1, 4
• Calor espećıfico a pressão constante: cp = 1, 004 kJ/(kg·K)
Objetivo do Exerćıcio:
Sabendo que, para diferentes razões de pressão no compressor (πc), existe um valor ótimo
da razão de temperaturas da turbina (τt) que maximiza o desempenho do ciclo:
1. Implemente o modelo paramétrico ideal para o motor turboélice. Valide seu modelo
a partir dos gráficos dispońıveis no livro.
2. Investigue como o empuxo espećıfico e o consumo espećıfico de combust́ıvel variam
com a razão de pressão do compressor e com a razão de temperaturas da turbina.
3. Determine qual seria o valor ótimo da razão de temperaturas da turbina (τt,opt) para
o motor deste avião para cada valor de razão de pressão no compressor.
4. Discuta os resultados obtidos, destacando:
• A influência da razão de pressões do compressor no desempenho do motor.
• O impacto de limitar a temperatura máxima da turbina.
• A importância da eficiência da hélice neste tipo de aplicação.
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