Gerenciamento e Controle de Propulsão Aeronáutica - Prof. Sérgio Zageski

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UNIVERSIDADE TUIUTI DO PARANÁ 
Paulo Sérgio Zageski 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
GERENCIAMENTO E CONTROLE DE PROPULSÃO AERONÁUTICA 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
CURITIBA 
2009
Paulo Sérgio Zageski 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
GERENCIAMENTO E CONTROLE DE PROPULSÃO AERONÁUTICA 
 
 
Trabalho de Conclusão de Curso apresentado ao 
Curso Superior de Tecnologia em Manutenção de 
Aeronaves da Faculdade de Ciências Aeronáuticas 
da Universidade Tuiuti do Paraná, como requisito 
parcial para obtenção do título de Tecnólogo em 
Manutenção de Aeronaves. 
 
Orientador: José Marcos Pinto 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
CURITIBA 
2009 
TERMO DE APROVAÇÃO 
Paulo Sérgio Zageski 
 
 
 
GERENCIAMENTO E CONTROLE DE PROPULSÃO AERONÁUTICA 
 
Esta monografia foi julgada e aprovada para a obtenção do título de Tecnólogo em Manutenção de 
Aeronaves do Curso Superior de Tecnologia em Manutenção de Aeronaves da Faculdade de Ciências 
Aeronáuticas da Universidade Tuiuti do Paraná. 
 
 
Curitiba, 02 de março de 2009. 
 
 
____________________________________________ 
 
 
 
Curso Superior de Tecnologia em Manutenção de Aeronaves da Faculdade de Ciências Aeronáuticas 
da Universidade Tuiuti do Paraná 
 
 
 
Orientador: Prof. José Marcos Pinto 
 UTP – Faculdade de Ciências Aeronáuticas 
 
 Prof. 
 UTP – Departamento 
 
 Prof. 
 UTP – Departamento 
 
 
 
 
RESUMO 
 
Análise do estado da arte dos controladores de motores a reação empregados em 
propulsão aeronáutica, com ênfase em Engenharia de Controle do sistema FADEC. 
Apresenta dados de Engenharia da Confiabilidade sob uma ótica relacionada aos 
modos, taxas e tempo médio entre falhas. Enfoca princípios de funcionamento e 
concepção de projetos relacionados aos requisitos exigidos pela moderna indústria 
aeronáutica. Contempla ainda aspectos do sistema de combustível, interfaces, sistema 
de propulsão reversa, unidade hidromecânica e sensores. 
 
Palavras chaves: FADEC; controles; aeronaves; propulsão; confiabilidade. 
 
 
 
 
 
 
 
LISTAS DE FIGURAS 
 
FIGURA 1 – MOTOR DE LORIN – 1996 ...................................................................10 
FIGURA 2 – PROPULSÃO A JATO – 1996 ...............................................................11 
FIGURA 3 – TRAÇÃO A HÉLICE – 1996..................................................................13 
FIGURA 4 – ESTÁGIOS DE UM MOTOR A REAÇÃO – 1996 ...............................14 
FIGURA 5 – COMPONENTES DO CONTROLADOR – 2009 .................................15 
FIGURA 6 – CONTROLADOR – 2009.......................................................................15 
FIGURA 7 – GRÁFICO DE RESPOSTA – 1988 ........................................................22 
FIGURA 8 – PARÂMETROS DE RESPOSTA TRANSITÓRIA – 1988 ...................24 
FIGURA 9 – MALHA DE CONTROLE – 1988..........................................................32 
FIGURA 10 – ÁLGEBRA DE DIAGRAMA DE BLOCO – 1988..............................33 
FIGURA 11 – FILOSOFIA DO LAÇO DE CONTROLE – 2001 ...............................34 
FIGURA 12 – MODELAMENTO – 2008....................................................................38 
FIGURA 13 – MOTOR A REAÇÃO – 2009 ...............................................................54 
FIGURA 14 – ALOCAÇÃO DOS PARÂMETROS – 2009........................................57 
FIGURA 15 – FADEC – 2009 ......................................................................................58 
FIGURA 16 – MOTOR GE GEnx – 2008 ....................................................................59 
FIGURA 17 – CONTROLE DE PROPULSÃO TÍPICO – 2008 .................................60 
FIGURA 18 – TOPOLOGIA DE CONTROLE – 2008................................................62 
FIGURA 19 – LOCALIZAÇÃO DA EEC – 2009 .......................................................63 
FIGURA 20 – MECANISMO DA MANETE – 2009 ..................................................65 
FIGURA 21 – CONTROLE TÍPICO – 2009................................................................70 
FIGURA 22 – ASPECTO DO FADEC – 2007 ............................................................71 
FIGURA 23 – DIAGRAMA DE BLOCOS – 2007 ......................................................72 
FIGURA 24 – ASPECTO DO ALTERNADOR – 2009 ..............................................80 
FIGURA 25 – VARIÁVEIS DE ENTRADA MOTOR – 2009....................................81 
FIGURA 26 – PLANOS DE INTERFACES – 2007 ....................................................82 
FIGURA 27 – ASPECTO DA HMU – 2009 ................................................................86 
FIGURA 28 – DIAGRAMA DA HMU – 2007 ............................................................87 
FIGURA 29 – SENSORES DE MANETE – 2007 .......................................................93 
FIGURA 30 – ACIONAMENTO DAS MANETES – 2007 ........................................93 
FIGURA 31 – TRANSDUTOR TIPO RESOLVER – 2008.........................................94 
FIGURA 32 – CIRCUITO DE REVERSÃO – 2007..................................................101 
FIGURA 33 – ASPECTO DO DISPLAY – 2009.......................................................106 
FIGURA 34 – DISPLAY DE BITE – 2009 ................................................................107 
FIGURA 35 – FADEC COM DOIS CANAIS – 1998................................................112 
FIGURA 36 – FADEC COM HMU DE BACKUP – 1998........................................112
LISTAS DE QUADROS 
 
QUADRO 1 – PARÂMETROS CRÍTICOS – 1998...................................................113 
QUADRO 2 – TAXAS DE FALHAS – 1998.............................................................117 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
LISTA DE SIGLAS 
 
AAC – Active Air Clearance 
ACC – Active Clearance Control 
ADC – Analog to Digital Converter 
ADDB – Aircraft Digital Data Bus 
AFS – Automatic Flight System 
ARINC – Aeronautical Radio, Inc. 
BITE – Built In Test Equipment 
CDP – Compressor Discharge Pressure 
CL – Coefficient of Lift 
CM – Control Module 
CPR – Compressor Pressure Ratio 
CU – Computation Unit 
CVG – Compressor Variable Geometry 
DAC – Digital to Analog Converter 
ECS – Environmental Control System 
ECU – Electronic Control Unit 
EEC – Electronic Engine Control 
EFCS – Electric Flight Control System 
EGT – Exhaust Gas Temperature 
EHSV – Electro-Hydraulic Servo Valve 
EPR – Engine Pressure Ratio 
ERU – Engine Relay Unit 
FADEC – Full Authority Digital Engine Control 
FFG – Fuel Flow Governor 
FGV – Fan Geometry Variable 
FMGC – Flight Management and Guidance Computer 
FMV – Fuel Metering Valve 
GA – Go-around Thrust 
GRD – Ground 
HCU – Hydraulic Control Unit 
HMU – Hydro-Mechanical Unit 
HP – Horse Power 
HPC – High Pressure Compressor 
HPSOV – High Pressure Fuel Shut off Valve 
HPT – High Pressure Fuel Shut off Turbine 
HPTACC – High Pressure Turbine Active Clearance Control 
IGV – Inlet Guide Vanes 
LPC – Low Pressure Compressor 
LPT – Low Pressure Turbine 
LPTACC – Low Pressure Turbine Active Clearance Control 
 
 
 
 
MCL – Maximum Climb Thrust 
MCT – Maximum Continuous Thrust 
NASA – National Aeronautics and Space Administration 
PLA – Power Lever Angle 
PWR – Power 
RAM – Random Access Memory 
REMM – Reliability Enhancement Methodology and Modelling 
ROM – Read Only Memory 
TAT – Total Air Temperature 
TLA – Throttle Lever Angle 
TRA – Throttle Resolver Angle 
TO – Takeoff Thrust 
UI – Unit Input 
UO – Unit Output 
VBV – Variable Bleed Valve 
VSV– Variable Stator Vane 
WFM – Main Engine Flow 
WFR – Augmenter Fuel Flow 
WOW – Weight On Wheels Bleed 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
SUMÁRIO 
 
1 INTRODUÇÃO ........................................................................................................10 
2 PROPULSÃO AERONÁUTICA ............................................................................11 
2.1 PRINCÍPIOS DA PROPULSÃO A JATO .............................................................13 
3 CONTROLADORES ...............................................................................................15 
3.1 CONTROLE ON–OFF............................................................................................16 
3.2 CONTROLE PROPORCIONAL ............................................................................17 
3.3 CONTROLE INTEGRAL.......................................................................................18 
3.4 CONTROLE PROPORCIONAL – INTEGRAL....................................................19 
3.5 CONTROLE PROPORCIONAL – DERIVATIVO ...............................................19 
3.6 CONTROLE PROPORCIONAL – INTEGRAL – DERIVATIVO .......................20 
3.7 ANÁLISE DO SISTEMA DE CONTROLE .........................................................21 
3.8 RESPOSTA TRANSITÓRIA DE SISTEMAS DE SEGUNDA ORDEM.............21 
3.9 RESPOSTA DE REGIME PERMANENTE ..........................................................25 
4 ENGENHARIA DE CONTROLE ..........................................................................26 
4.1 REQUISITOS DO SISTEMA DE CONTROLE ....................................................27 
4.2 PROJETO DO SISTEMA DE CONTROLE ..........................................................29 
4.3 ESTABILIDADE E RESPOSTA............................................................................31 
4.4 REQUISITOS DE PROJETO ................................................................................36 
4.5 FERRAMENTAS DO PROJETO...........................................................................37 
4.6 FUNÇÕES DO CONTROLE BÁSICO DO MOTOR............................................41 
4.6.1 Controle de Velocidade do Core e Fan ...............................................................42 
4.6.2 Controle de Aceleração e Desaceleração .............................................................44 
4.6.3 Controle de Variable Stator Vane ........................................................................48 
4.6.4 Velocidade e CDP mínimo e limites máximos ....................................................51 
4.7 CONTROLE COM APLICAÇÃO COMERCIAL .................................................54 
4.8 CONTROLE DE GERENCIAMENTO DE POTÊNCIA.......................................55 
5 CONTROLE DO MOTOR – FADEC ....................................................................58 
5.1 HISTÓRICO............................................................................................................59 
5.2 PRINCÍPIO DE FUNCIONAMENTO ...................................................................60 
5.2.1 Sistema de Controle de Combustível de Motor....................................................63 
5.2.2 Sistema de Controle Eletrônico do Motor ............................................................66 
5.2.3 Controle Supervisório Eletrônico do Motor.........................................................68 
5.3 FULL AUTHORITY DIGITAL ENGINE CONTROL (FADEC) .............................69
5.3.1 EEC – Controle Eletrônico do Motor – Electronic Engine Control ....................74 
5.3.2 Unidade de Relés do Motor – ERU......................................................................79 
5.3.3 Alternador de Imã Permanente.............................................................................80 
5.3.4 Interfaces EEC – Sinais de Entrada......................................................................81 
5.3.5 Interfaces EEC – Sinais de Saída .........................................................................84 
5.3.6 Unidade Hidromecânica .......................................................................................86 
5.3.7 Sensores ................................................................................................................91 
5.3.8 Sistema de Controle de Fluxo de Ar do Compressor ...........................................96 
5.3.9 Sistema de Controle de Turbine Active Clearance ..............................................97 
5.3.10 Sistema de Controle de Partida do Motor ..........................................................98 
5.3.11 Controle de Propulsão Reversa ..........................................................................99 
5.3.12 Operação...........................................................................................................103 
5.3.13 Gerenciamento de Falhas .................................................................................106 
6 ANÁLISE DA CONFIABILIDADE .....................................................................109 
6.1 ASPECTOS DA CONFIABILIDADE .................................................................109 
6.2 CONFIABILIDADE DO SISTEMA FADEC ......................................................110 
6.2.1 Descrição dos Ensaios ........................................................................................112 
6.2.2 Descrição Funcional de Configuração de Duplo-Canal .....................................114 
6.2.3 Descrição Funcional do Sistema de Canal Misto...............................................115 
6.3 PRESSUPOSTOS GERAIS E INTENSIDADES DE FALHA ...........................116 
6.4 CONTROLES DO MOTOR – REQUISITOS E AMBIENTE........................................ 118 
7 CONCLUSÃO.................................................................................................................... 119 
REFERÊNCIAS ................................................................................................................... 121 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 10
1 INTRODUÇÃO 
O desenvolvimento de projetos de aeronaves com alta tecnologia agregada 
exige que modernos sistemas eletrônicos embarcados sejam disponibilizados para 
equipá-las. Desta forma, a inserção de programas associados a computadores de alta 
performance deve apresentar alta flexibilidade e confiabilidade, com modos de falhas 
que possam sofrer tratamento de suas causas e que não impliquem em graves falhas. 
A utilização de um computador que gerencie todas as fases do motor 
aeronáutico, diminuindo a carga de trabalho dos tripulantes, é uma solução adotada em 
grande parte da indústria aeronáutica moderna. Esta solução permite otimizar a vida 
útil do motor, operando em uma faixa otimizada de propulsão e consumo, em 
condições ambientais desfavoráveis e, sobretudo, uma completa coleta de dados que 
permite, em cada ponto do motor, calcular sua performance, além de prover 
informações importantes para a tripulação em uma tomada de decisão. A aplicação da 
filosofia de redundância nos canais de controle permite infundir uma alta 
confiabilidade ao sistema de gerenciamento. 
A análise de um sistema de gerenciamento de propulsão com ênfase nos 
modernos controles apoiados nas unidades de controle tipo FADEC é o objeto deste 
estudo. 
Além das citações dos parágrafos anteriores, apresentam-se os temas 
transversais relacionados a esta solução de engenharia, concatenando as aplicações dos 
recursos da engenharia eletrônica com os modernos recursos de programação e 
periferia de comunicação com as redes próprias aplicadas à aviação comercial, as 
quais apresentam padrões e formatos aceitos através da associação de fabricantes. 
 11
2 PROPULSÃO AERONÁUTICA 
 
O desenvolvimento do motor de turbina a gás para aeronaves foi tãorápido 
que é difícil compreender que antes da década de 1950 poucas pessoas tinham ouvido 
falar deste método de propulsão de aeronaves. 
A possibilidade de utilizar um motor de reação a jato tinha interessado aos 
projetistas aeronaves há tempo, mas, inicialmente, a baixa velocidade das primeiras 
aeronaves e as dificuldades de obter um perfil aerodinâmico para alta velocidade eram 
as grandes dificuldades. O engenheiro francês René Lorin, patenteou um motor de 
propulsão a jato em 1913, demonstrado na figura 1. Este era um tipo athodyd (dutos 
aerotermodinâmicos convergentes e divergentes) e nesse período foi impossível a 
fabricação ou utilização, pois ainda não tinham sido desenvolvidos materiais térmicos 
adequados e resistentes às altas temperaturas. 
 FIGURA 1 – MOTOR DE LORIN - 1996 
 
 FONTE: ROLLS ROYCE, p.1 
 
Em segunda análise, a propulsão a jato teria sido extremamente ineficiente em 
aeronaves de baixas velocidades naquela época. 
 
 
 12
No entanto, hoje o moderno jato ram é muito semelhante ao da concepção de 
Lorin. Em 1930 foi concedida a Frank Whittle a primeira patente para a utilização de 
uma turbina a gás para produzir um jato propulsivo, no entanto seu motor já havia 
concluído o primeiro voo em 1919. 
O motor Whittle formava a base dos modernos motores de turbina a gás e a 
partir dele, foi desenvolvido pela Rolls-Royce Welland os motores Derwent, Nene e 
Dart. Os motores turbo-jato Derwent e Nene tiveram escala mundial para as aplicações 
militares, o motor Dart turbo-hélice ficou famoso mundialmente como a planta de 
propulsão para as aeronaves Vickers Viscount. 
O motor a jato, ilustrado na figura 2, embora seja uma combinação diferente 
do arranjo de uma hélice acoplada a um motor convencional, aplica-se os mesmos 
princípios básicos para efeito de propulsão. 
 
 FIGURA 2 – PROPULSÃO A JATO – 1996 
 
 
 FONTE: ROLLS ROYCE, p.2 
 
 
 
 
 13
Como mostrado na figura 3, a tração das aeronaves é exclusivamente pela 
força do deslocamento de uma grande massa de ar para trás. 
 FIGURA 3 – TRAÇÃO A HÉLICE – 1996 
 
 
 FONTE: ROLLS ROYCE, p.2 
 
Embora hoje a propulsão a jato seja popularmente ligada com motores de 
turbina a gás, existem outros tipos de motores a jato propulsores, como o ram jet, o 
pulso jato, o foguete, o turbo / ram jato, e os turbofoguetes. 
 
2.1 PRINCÍPIOS DA PROPULSÃO A JATO 
 
A propulsão a jato é uma aplicação prática da terceira lei de movimento de 
Isaac Newton, a qual afirma que para cada força atuando sobre um corpo há uma 
reação oposta de igual intensidade. Para aviões de propulsão a jato, o corpo é o ar 
atmosférico, sendo causada a aceleraração na medida em que passa através do motor. 
A força necessária para dar esta aceleração tem um efeito igual na direção 
oposta agindo sobre um equipamento produzindo a aceleração. Um motor a jato 
produz impulso de forma semelhante à combinação de motor e hélice. 
 
 14
Os motores de propulsão a jato das aeronaves forçam uma grande massa de ar 
para trás, sob a forma de um grande fluxo de ar, comparativamente a baixa velocidade 
de um sistema que utiliza uma hélice. 
A figura 4 ilustra um motor a reação em corte, demonstrando seus principais 
componentes. 
 
 FIGURA 4 – ESTÁGIOS DE UM MOTOR A REAÇÃO – 1996 
 
 
 FONTE: ROLLS ROYCE, p.12 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 15
3 CONTROLADORES 
 
A finalidade de um controlador é comparar a saída efetiva da planta com o 
comando de entrada e propiciar um sinal de controle que reduz o erro a zero ou ao 
mais próximo de zero possível. Como indicado na figura 5, os componentes de um 
sistema de controle incluem o controlador e o atuador. 
FIGURA 5 – COMPONENTES DO CONTROLADOR – 2009 
CONTROLADOR ATUADOR
 
 FONTE: AUTOR 
 
Como indicado na figura 6, um controlador geralmente consiste em um ponto 
de soma, onde os sinais de entrada e saída são comparados; um dispositivo de controle, 
que determina a ação de controle; e os necessários amplificadores de potência e 
dispositivos de hardware associados para realizar a ação de controle na planta. O 
atuador é usado na automação para converter a ação de controle em movimento físico 
do manipulador. O controlador e o atuador podem ser operados por meios 
pneumáticos, hidráulicos, mecânicos ou eletrônicos, ou combinações destes. 
 
 FIGURA 6 – CONTROLADOR – 2009 
 
 FONTE: AUTOR 
CONTROLADOR ATUADOR SOMADORENTRADA SAÍDA
REALIMENTAÇÃO 
 16
 Existem quatro ações de controle básicas que são usadas isoladamente ou em 
combinação, para propiciar seis tipos comuns de controlador: controle liga-desliga, 
controle proporcional, controle derivado e controle integral. 
Os seis tipos de controlador são: 
1. liga-desliga; 
2. proporcional; 
3. integral; 
4. proporcional-integral (P-I); 
5. proporcional-derivativo (P-D); 
6. proporcional-integral-derivativo (P-I-D). 
Cada um desses controladores é mais adequado a certas aplicações. 
 
3.1 CONTROLE LIGA-DESLIGA 
 
No controlador liga-desliga, o elemento de controle fornece apenas dois níveis 
de controle: plenamente ligado ou plenamente desligado. Um exemplo de uma 
implementação comum desse tipo de controlador é o termostato doméstico. Se o erro 
que estiver presente no controlador for e(t) e o sinal de controle que é produzido pelo 
controlador for m(t), então o controlador liga-desliga é representado por: 
 
m(t) = M1 para e(t) > O 
 = M2 para e(t) < O 
 17
Na maioria dos controladores liga-desliga ou M1 ou M2 é zero. O uso prático 
de um controlador liga-desliga requer que o erro deva mover-se em certa faixa antes 
que a comutação efetivamente ocorra. Isto evita que o controlador oscile a uma 
frequência demasiado alta. Essa faixa é denominada intervalo diferencial. 
 
3.2 CONTROLE PROPORCIONAL 
 
Em casos em que é requerida uma ação de controle mais suave, pode ser usado 
um controlador proporcional. O controle proporcional propicia um sinal de controle 
que é proporcional ao erro. Essencialmente, ele atua como um amplificador com um 
ganho Kp. 
Sua ação é representada pela equação 1: 
 m(t) = Kpe(t) ...(1) 
 
Usando-se a notação do operador diferencial X(s) e Y(s) a função de 
transferência seria a equação 2: 
 
 ...(2) M(s) 
E(s) 
= Kp 
 
 
 
 
 
 18
3.3 CONTROLE INTEGRAL 
 
Num controlador empregando uma ação de controle integral, o sinal de 
controle é mudado a uma taxa proporcional ao sinal de erro. Isto é, se o sinal de erro é 
grande, o sinal de controle aumenta rapidamente; se é pequeno, o sinal de controle 
aumenta lentamente. Isto pode ser representado pela equação 3: 
 
 m(t) = Ki ∫ e(t) dt ...(3) 
 
Em que Ki é o ganho do integrador. A função de transferência correspondente 
da equação 4 é: 
 
 ...(4) 
 M(s) 
 E(s) 
=Ki /s 
 
 
Usando l/s como o operador para integração. 
Se o erro tivessede ir a zero, a saída do controlador permaneceria constante. 
Essa característica permite que controladores integrais sejam usados quando há algum 
tipo de carga constante no sistema. Mesmo que não houvesse qualquer erro, o 
controlador ainda manteria um sinal de saída para neutralizar a carga. 
 
 
 
 19
3.4 CONTROLE PROPORCIONAL – INTEGRAL 
 
Às vezes é necessário combinar 
proporcional é incapaz de neutralizar uma ca
controlador integral pode propiciar erro zero, 
Um modo de superar isto é com o controlador P
 
 m(t) = Kpe(t) + ∫ e
KP 
Ti 
 
em que Ti ajusta o ganho do integrador e Kp aj
o ganho proporcional. 
A função de transferência é dada pela e
 
 = (1 + Kp M(s)E(s) 
 
T
 
3.5 CONTROLE PROPORCIONAL – DERIV
 
A ação de controle derivativo fornece 
de mudança do sinal de erro. Já que este não
erro esteja mudando, raramente é usado sozin
pela equação 7: 
 m(t) = Kpe(t) + KpTd 
 
ações de controle. Um controlador 
rga sobre o sistema sem um erro. Um 
mas geralmente fornece resposta lenta. 
-I. Este é representado pela equação 5: 
(t) dt ...(5) 
usta tanto o ganho do integrador quanto 
quação 6: 
 ) ...(6) 1 
is 
ATIVO 
um sinal de controle proporcional à taxa 
 geraria qualquer saída, a menos que o 
ho. O controlador P-D é representado 
 ...(7) 
 
de(t)
 dt 
 20
e a função de transferência é dada pela equação 8: 
 
 = ( ) ...(8) M(s)
 E(s) 
 Kp 1 + Tds 
 
 
O efeito da ação de controle derivado é prever mudanças no erro e propiciar 
uma resposta mais rápida às perturbações. 
 
3.6 CONTROLE PROPORCIONAL – INTEGRAL – DERIVATIVO 
 
Três das ações de controle podem ser combinadas para formar o controlador 
P-I-D, que pode ser representado pela equação 9: 
 
 m(t) = Kpe(t) + ∫ e(t) dt + KpTd ...(9) 
KP 
Ti 
de(t)
 dt 
 
 
 
e a função de transferência é dada pela equação 10: 
 
 = ( ) ...(10) Kp
 M(s)
 E(s) 
 1 + 1 + Td s 
Tis 
 
 
 21
O controle P-I-D é o tipo de controle mais genérico e provavelmente mais 
comumente usado. Fornecer resposta rápida, bom controle de estabilidade do sistema e 
baixo erro de regime permanente. Como indicado anteriormente, os cálculos 
associados com qualquer dos controladores acima são realizados tipicamente por 
microcomputadores num controlador. 
 
3.7 ANÁLISE DO SISTEMA DE CONTROLE 
 
A análise de um sistema de controle pode ser dividida em duas partes: resposta 
transitória e resposta em regime permanente. A resposta transitória de um sistema é o 
comportamento do sistema durante a transição de algum estado inicial até o estado 
final. A resposta em regime permanente é o comportamento do sistema na medida em 
que o tempo se aproxima do infinito. 
 
3.8 RESPOSTA TRANSITÓRIA DE SISTEMAS DE SEGUNDA ORDEM 
 
Sistemas lineares de segunda ordem são frequentemente usados na análise de 
sistemas de controle, mesmo quando se sabe que o sistema de interesse pode ser de 
uma ordem mais elevada. Sistemas de segunda ordem podem frequentemente 
aproximar-se de sistemas físicos complexos com razoável fidelidade. Retomemos a 
função de transferência para o sistema de segunda ordem dada pela equação 11: 
 
 ...(11) =
 Y(s) 
 X(s)
 Ks 
Ms2 +Kds + Ks 
 22
A frequência natural do sistema é representada pela equação 12: 
 ...(12) 
 ωn = √ KsM 
 
A relação de amortecimento do sistema de segunda ordem pode ser definida 
pela equação 13: 
 ...(13) 
 Kd /2M
 ωn 
 z = 
 
Se a relação de amortecimento for igual a zero, então o sistema oscilará 
continuamente, se z < 1, porém maior que zero, então o sistema estará subamortecido. 
Se z = 1, então o sistema estará criticamente amortecido, e se z > 1, o sistema estará 
superamortecido. A figura 7 ilustra a resposta transitória de um sistema de segunda 
ordem com diferentes relações de amortecimento para uma entrada de um degrau 
unitário. 
FIGURA 7 – GRÁFICO DE RESPOSTA - 1988 
 
 
 FONTE: GROOVER, p.77 
 
 23
Há outros parâmetros de interesse na resposta transitória de um sistema. São 
eles: 
Tempo de atraso, td – É o tempo que o sistema leva para alcançar metade do 
valor final pela primeira vez. 
Tempo de subida, tr – É o tempo que o sistema leva para ir de 10 a 90 por 
cento, 5 a 95 por cento ou de 0 a 100 por cento do valor final. 
Tempo de pico, tp – É o tempo que o sistema leva para alcançar a 
ultrapassagem máxima pela primeira vez. 
Ultrapassagem máxima, Mp – É o valor de pico máximo, medido a partir do 
valor de estado permanente. 
Tempo de estabelecimento, ts – É o tempo requerido para que o sistema fique 
dentro de uma faixa ao redor do valor final. Esta se situa geralmente dentro de 2 a 5 
por cento. 
A figura 8 ilustra esses parâmetros dos sistemas. Em alguns casos, certos 
parâmetros não são relevantes. No caso de um sistema amortecido criticamente, não 
existe qualquer ultrapassagem e, por conseguinte, Mp e tp não se aplicam. Em 
controladores, às vezes é crítico que o sistema não tenha permissão de ultrapassagem, 
enquanto em outras aplicações pode ser necessário, em benefício da velocidade, 
permitir ultrapassagem. O equilíbrio desses parâmetros ao projetar o sistema é da 
responsabilidade do engenheiro de controle. Incluída no âmbito da resposta transitória 
está à questão de se o sistema será estável para todas as entradas. A estabilidade do 
sistema é interpretada como significando que a saída do sistema não será dirigida para 
um valor de infinito em resposta à entrada não infinita. A estabilidade é assegurada se 
os transientes tenderem gradualmente para zero à medida que aumenta o tempo. A 
instabilidade do sistema ocorre quando a resposta transitória aumenta com o tempo. 
 24
FIGURA 8 – PARÂMETROS DE RESPOSTA TRANSITÓRIA – 1988 
 
 
 FONTE: GROOVER, p.78 
 
A estabilidade de qualquer sistema linear pode ser determinada se a equação 
característica do sistema for conhecida e se for possível fatorar a equação. No caso dos 
sistemas subamortecidos, criticamente amortecidos e superamortecidos, as respostas 
transitórias diminuem gradualmente com o tempo quando a saída assume algum valor 
de estado permanente. Esses sistemas são todos estáveis. 
A característica comum que os torna estáveis é o fato de suas equações 
características terem raízes que são números reais negativos ou números complexos 
com partes reais negativas. Este é o requisito para a estabilidade. Se as raízes forem 
números reais negativosou números complexos com partes reais negativas, a resposta 
transitória sempre se aproximará de zero com o tempo. No caso não amortecido, a 
resposta continua a oscilar, porque o sistema não possui qualquer amortecimento. As 
raízes da equação característica são números imaginários sem componentes reais. 
Esse caso é considerado como marginalmente estável. Representa a linha 
divisória entre estabilidade e instabilidade do sistema. 
 
 
 25
3.9 RESPOSTA DE REGIME PERMANENTE 
 
A análise de regime permanente de um sistema de controle preocupa-se em 
determinar a resposta do sistema após a resposta transitória ter desaparecido. 
Pressupõe-se que o sistema de interesse seja estável. Na análise de regime permanente, 
o projetista do sistema deseja saber se o sistema alcançará o valor final desejado à 
medida que cresce o tempo de uma operação. 
Uma abordagem do problema seria solucionar a equação diferencial do 
sistema que está submetido a uma entrada adequada. Dependendo do grau de 
dificuldade da equação diferencial, essa demonstração pode ser uma abordagem difícil. 
Um método mais direto é fazer uso do teorema de valor final da teoria de controle, que 
usa a transformada de Laplace da saída do sistema. 
O teorema do valor final afirma que o valor final da função é dado por: 
 
lim f(t) = lim sF(s) 
t → ∞ s → 0 
 
 
Em que F(s) é a transformada de Laplace da função f(t). Está implícito no 
teorema de valor final que o limite de f(t) existe à medida que o tempo se aproxima do 
infinito. 
 
 
 
 
 26
4 ENGENHARIA DE CONTROLE 
 
A Engenharia de Controle cerca uma parte das atividades focadas no 
desenvolvimento de estratégias dos controles e o projeto de componentes, os quais 
controlam o desempenho e segurança de um motor aeronáutico. 
Os produtos específicos da Engenharia de Controle são; O projeto do sistema 
de controle e o projeto dos componentes que integram o sistema. 
O projeto do sistema de controle inclui definições da lógica e o modo de 
controle (estratégia de controle), definição da composição do sistema mecanizado 
(quantidade e tipos de controles, sensores, atuadores, bombas e demais), projeto 
dinâmico para a estabilidade e resposta ao transiente, e definição dos sub-componentes 
para os componentes, componentes para o motor e interface da aeronave para o motor. 
A engenharia de controle está envolvida com o projeto de produtos militares, 
comerciais, marítimos e industriais. Possui duas funções básicas: projeto do sistema de 
controle e projeto dos componentes do sistema. Os projetistas de sistemas de controle 
são responsáveis em projetar sistemas de combustíveis, hidráulicos e pneumáticos 
baseados em especificações requeridas para um motor. 
Os projetistas também integram todos os controles e interfaces com o projeto. 
 
 
 
 
 27
A evolução tecnológica da engenharia de controle durante as duas décadas 
passadas foi de um controle hidromecânico completo ou controle hidromecânico com 
simples função analógica de ajuste elétrico para um controle hidromecânico com 
extensivo ajuste elétrico analógico, ou mesmo, um controle hidromecânico com ajuste 
elétrico digital, para o controle full authority (plena autoridade), com ou sem auxílio 
hidromecânico. 
A estratégia de controle empregada é sempre influenciada pela necessidade da 
evolução tecnológica, da aplicação e considerações especiais associadas com aplicação 
monomotora. 
 
4.1 REQUISITOS DO SISTEMA DE CONTROLE 
 
Os requisitos básicos de um sistema de controle de um motor a jato são os 
seguintes: 
– Regular a estabilidade e potência de transiente sobre uma faixa de potência 
disponível; 
– Maximizar a eficiência do ciclo do motor; 
– Prover resposta necessária do transiente de empuxo durante as mudanças de 
potências; 
– Prover operação estável sobre todas as condições operacionais; 
– Manter os limites seguros de operação. 
 
 28
Parâmetros nesta categoria incluem número de Mach (velocidade relativa à da 
propagação do som), temperatura e pressão ambiente, (WOW) weight on wheels bleed, 
comando/limite de empuxo e qualquer função específica de entrada. O sistema de 
controle possui três exigências básicas: regulagem de potência, eficiência e 
manutenção dos limites seguros de operação. 
A estratégia de controle para cada aplicação precisa ter em conta todas as 
características especificas para cada categoria. Estas três categorias estão inter-
relacionadas desde um projeto que necessita prever um empuxo completamente 
regulado, onde também previne excesso de velocidade, pressão, temperatura e stall1 do 
motor. A complexidade de um sistema de controle está relacionada diretamente com as 
especificações fornecidas pelo fabricante, necessidades impostas pelo ciclo, segurança 
e requisitos especiais ou funções como; reset (reinicio)da margem de stall adicional, 
redução de SFC – turbine clearance control e demais. Geralmente o controle do motor 
necessita prover características de empuxo constante e proporcional à rotação da 
manete de potência do motor. Esta característica da manete de potência com relação ao 
empuxo necessita ser essencialmente linear, precisa e com repetitibilidade. 
Uma relação linear da manete de potência é necessária para aprimorar uma 
sintonia fina de empuxo. O sistema de controle do motor precisa ser ajustado e 
mantido em um nível preciso de empuxo para prevenir assimetria em aplicação 
multimotora. 
Os melhores meios de controle de empuxo(T) para motores turbo fans (turbo 
ventilador) são para a velocidade programada do fan (ventilador), como uma função 
do ângulo (θ) da manete de potência. 
 
1 Perda de eficiência de uma superfície aerodinâmica normalmente associada à mudança do ângulo de ataque. 
 29
4.2 PROJETO DO SISTEMA DE CONTROLE 
Os sistemas de controle do motor são projetados para regular a potência e 
eficiência através da manipulação das variáveis disponíveis em função dos parâmetros 
medidos. As variáveis manipuladas são variadas para programar ou ajustar as variáveis 
controláveis. O projeto do sistema de controle não pode determinar o ajuste das 
variáveis manipuladas. Elas são definidas pelo ciclo do projeto. Variáveis controladas 
e parâmetros monitorados são selecionados pelo projeto do sistema de controle por 
reunirem os requisitos do sistema. 
As variáveis controláveis são selecionadas para prover precisão no controle de 
potencia de saída do motor, transições do motor e limites operacionais do motor. 
Fatores que afetam a escolha de variáveis controladas são: 
– Influência em acurado ajuste de empuxo; 
– Os parâmetros necessitam ser medidos para a programação do sistema de 
controle necessário em termos de variáveis de controle; 
– Necessidade de componente de motor único para maximizar a eficiência e 
assegurar uma operação livre de stall. Motores modernos necessitam de 
compressor estator e/ou controle de sangria variável. Motores militares 
necessitam de controle de fan IGV para distorcer atenuações; 
– Requisitos de aplicação e instalação – Algumas aeronaves necessitam da 
manutenção da pressão de sangria em alguns níveis mínimos aceitáveis, e 
muitas aeronaves supersônicas necessitam da manutenção dos limites de 
fluxos de ar dos motores. 
– Requisitos para proteger o motor de sobre velocidade, sobre temperatura, 
stall e blowout. 
 30
As variáveis controladas são de uso comum na atualidade em motores 
turbofan, incluindo velocidade do fan (N1, NF), core speed (N2, NC), temperatura da 
blade da turbina de alta pressão (T4B), EGT, pressão da descarga docompressor 
(PS3), augmenter fuel flow (WFR), número de Mach da descarga do fan (M25, ∆ P/P) 
e geometria variável do compressor e do fan (IGV, VSV e VBV). As variáveis 
manipuladas são parâmetros modulados diretamente pelo sistema de controle para 
manter o controle das variáveis controladas, citadas anteriormente. São as seguintes: 
– Main fuel flow (WFM) – Fluxo de combustível principal; 
– Augmenter fuel flow (WFR); 
– Exhaust nozzles area (A8); 
– Compressor variable stator vanes (VSV); 
– Fan variable inlet guide vanes (IGV); 
– Variable bleed valves (VBV); 
– Reversão de empuxo. 
 
Parâmetros medidos são selecionados para suportar o modo de controle do 
motor, proporcionando acurada programação sobre todas as condições de voo e 
mantendo limites de proteções. Diversos são os parâmetros medidos em motores de 
aeronaves civis e militares: Pressão e temperatura de entrada (T2, P2), pressão 
ambiente (Po), número de Mach da aeronave (M), temperatura de entrada do 
compressor (T25), pressão de sangria, pressão de descarga do compressor, velocidade 
de fan e core posição da válvula medidora de combustível e área de bicos de exaustão. 
 
 31
4.3 ESTABILIDADE E RESPOSTA 
 
Um motor precisa partir, acelerar, desacelerar e manipular uma variedade de 
entradas, ambas externas e internas, enquanto provem operação estável e plana. 
Igualmente, enquanto opera em modo fixo, o motor está em um modo muito dinâmico. 
Todos os vários controles, loops, operam independentes, ajustando as variáveis 
controladas, interagindo entre os motores. 
Análises dinâmicas e simulações são procedimentos de projetos aplicados em 
todos os sistemas de controle dos motores em desenvolvimento. 
Estabilidade e resposta a transição são passos muitos importantes para 
projetar, desenvolver, avaliar e otimizar um sistema de controle do motor. Este tipo de 
medida de análise de modelo linear simples de componentes serve para completar os 
detalhes do sistema de controle e dos modelos matemáticos do motor. 
Estes tipos de capacidade de análises é invalida no estágio de desenvolvimento 
de um novo motor e para verificar os efeitos de uma mudança na malha de controle ou 
em um motor antigo. Utilizando análises dinâmicas para projetar o sistema de controle 
ou investigar a estabilidade ou resposta, reduzem-se custos e tempo sobre o motor 
atual ou em um componente. 
São dois os tipos de malhas de controles, malha aberta e malha fechada. Uma 
malha fechada é quando a saída é continuamente monitorada em um intervalo de 
tempo. A saída da variável controlada é comparada com um valor programado de uma 
variável de controle e através de uma realimentação, faz uma soma. 
 32
A diferença é o erro. A saída é continuamente corrigida para reduzir o erro. 
Exemplos de controle em malha fechada são: velocidades de Fan e Core - VSV, VBV, 
posição da IGV e ∆ P/P (número de Mach da descarga do fan). 
Um controle de malha aberta é muito simples. O parâmetro de saída é ajustado 
baseando-se em um cálculo pré-programado. Não há uma amostragem da saída. Este 
tipo de controle é utilizado para a turbine clearance control e bore cooling control. Na 
sua maioria, as malhas de controle são do tipo fechadas, pois permitem maior precisão 
do ajuste da transiente da variável controlada. 
As malhas de controle são definidas e apresentadas por diagramas de blocos. 
Na figura 9, a seguir, é apresentado uma malha simplificada de controle. 
 FIGURA 9 – MALHA DE CONTROLE – 1988 
 
 
 FONTE: GROOVER, p.71 (Adaptado) 
 
O diagrama de blocos é formado por vários elementos como os somadores, 
integradores, diferenciadores, ganhos, multiplicadores e seletores de máxima e 
mínima. 
 
 33
A figura 10, a seguir, ilustra a álgebra dos diagramas de blocos, representada 
por: (a) blocos em série; (b) blocos em paralelo; (c) eliminação de um laço de 
realimentação; (d) deslocamento de um ponto de soma; (e) deslocamento de um ponto 
de derivação. 
 
FIGURA 10 – ÁLGEBRA DE DIAGRAMA DE BLOCO – 1988 
 
 FONTE: GROOVER, p.66 (Adaptado) 
 
 34
Um integrador e um diferenciador são basicamente funções de transferência 
sendo descritas em álgebra Laplaciana. A transformada de Laplace é um método de 
transformação de equações diferenciais, a qual descreve a resposta do sistema de 
controle para vária entradas, como passos, rampas, senóides e demais. 
Uma transformação reversa pode ser usada para mostrar as saídas do sistema 
como uma função do tempo. O projeto de controle e análise de funções de 
transferências é uma importante ferramenta para entender a resposta de uma complexa 
função de controle. 
Ilustrado a seguir um algoritmo de controle conforme figura 11. 
 
 
FIGURA 11 – FILOSOFIA DO LAÇO DE CONTROLE – 2001 
 
 
 
 
FONTE: AIRBUS, p.2 (Adaptado) 
 
 35
Um exemplo de simples função de transferência são os diferenciadores e 
integradores. Os diferenciadores são utilizados para calcular a razão da válvula 
medidora de combustível, onde é usado para manter a malha estabilizada. 
Um exemplo de integrador, em um sistema de controle, é um atuador. O sinal 
de entrada é uma razão da mudança de volume de fluído, onde o atuador integra-se a 
um deslocamento. 
Uma função de transferência é uma expressão matemática representando um 
estado e uma ação de transição de um sistema físico. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 36
4.4 REQUISITOS DE PROJETO 
 
O primeiro requisito é o projeto da estabilidade o qual inclui a diminuição da 
variação do empuxo atenuando as oscilações dos sinais de entradas de sensores, 
incrementando o software e hardware do programa, estabelecendo o fluxo dinâmico 
do motor e o correto posicionamento de válvulas ou atuadores que continuamente 
ocorrem em sinais de realimentação. 
A malha de controle e os demais sistemas precisam estar aptas para reagir a 
estas variações sem causar instabilidades na operação. Se um controle reage muito 
rápido, podem ocorrer instabilidades. A estabilidade de uma malha de controle 
depende de uma relação ganho-fase-frequência de uma função de transferência em 
malha aberta. 
Um gráfico pode ser utilizado para visualizar esta relação. Este gráfico é um 
simples razão da amplitude do ganho e fase de uma função de transferência para vários 
sinais senoidais de entrada. 
A estabilidade relativa de uma malha de controle é expressa em termos de 
margem de ganho e margem de fase. A margem de ganho é definida como um ganho 
negativo da função de transferência de uma malha aberta em um ângulo de fase de -
180 graus. Margem de fase é definida como a diferença entre -180 graus e a fase em 
um ganho de zero dB (decibel). Geralmente, o critério de projeto para estabilidade é 
otimizado para responder em uma margem de fase entre 40 e 60 graus e a margem de 
ganho é entre 6 a 10 dB. 
 
 37
Ganhos ou ângulos de fase excessivos podem tornar uma malha instável. Não 
linearidade pode introduzir efeitos de ganhos e de fases e não podem ser considerados 
para uma análise linear. Outro importante passo no projeto é avaliar as respostas do 
sistema de controle em relação à falhas. 
O sistema precisa ser projetado com relação à seleção do controle ou de forma 
que falhas em componentes não resultem em falha catastrófica do motor. O sistema de 
controle é projetado para reagir a estas falhas e prover uma suave transição para o 
modo de operação em modo de falha. 
 
4.5 FERRAMENTAS DO PROJETO 
 
Os métodos usados para o projeto básico com relação à estabilidade e resposta 
são análises de controles lineares e não-lineares. A análise linear é primeiramenteutilizada para investigar a estabilidade. Muitos componentes em um sistema de 
controle, incluindo o próprio motor, podem ter suas análises simplificadas através de 
modelos lineares. Utilizando estes modelos e equivalentes funções de transferências 
das malhas abertas e fechadas, uma análise linear pode ser realizada. 
As análises lineares de cada malha são usadas para a sintonia das constantes 
da malha e das compensações dinâmicas. 
Um modelo matemático do conjunto do sistema de controle é desenvolvido a 
partir de uma completa descrição de hardware e software. 
 
 38
Estes modelos matemáticos do sistema de controle incluem os algoritmos e 
equações que definem a malha de controle, sensores, atuadores e válvulas. 
Os motores a jato têm um número de controles onde estão as malhas fechadas 
de controle através do motor. São exemplos: A velocidade, temperatura da turbina e 
controle de fluxo de ar do duto. 
O modelo matemático de um motor é construindo descrevendo os processos 
mecânicos e termodinâmicos da sua operação. Neles estão incluídos os princípios de 
compressibilidade do fluxo de fluídos, combustão, regime de trabalho e balanceamento 
das energias. O modelo pode utilizar equações básicas de dinâmica e de 
termodinâmica, ou mesmo dados de tabelas, usando dados empíricos ou a combinação 
de ambos. O resultado final é um modelo de motor com acurada predição de respostas 
dinâmicas para sinais de entradas como fluxo de combustível e geometrias variáveis. 
A figura 12, a seguir, ilustra um típico modelamento de motor a reação. 
 
 FIGURA 12 – MODELAMENTO – 2008 
 
 FONTE: AVIATION MAINTENANCE, p.28 (Adaptado) 
 39
As funções de transferências do motor descrevem as respostas dos parâmetros 
controlados para uma pequena variação no fluxo de combustível. 
Com a utilização de modelos lineares para motores, as funções de 
transferência são obtidas pela perturbação do modelo termodinâmico, derivando assim 
um torque parcial desbalanceado. 
Um torque zero desbalanceado é mantido em um estado de operação, o torque 
desbalanceado positivo é obtido pela aceleração do motor e pela desaceleração 
negativa. Estas funções de transferência determinam uma representação linear para 
pequenas variações. A partir destas análises um modelo linear para o modelo é 
construído. 
O sistema de controle e os modelos não lineares de motores podem ser 
utilizados para simular transições, acelerações, desacelerações, reação à falha, modos 
de transferência e outras funções operacionais. 
Estes tipos de modelos são inviáveis para motores no início de fase, no 
desenvolvimento do sistema de controle e para análise de problemas de campo. 
Inicialmente estes modelos são aplicados para avaliação da lógica de controle e para 
otimizar programas, resposta de transição e lógica. Depois, em um programa de 
desenvolvimento de um motor o modelamento pode ter muitas outras aplicações. 
Testes de resposta em vários cenários de falhas em um motor podem ser muito 
difíceis e caros. Em muitos casos, como a verificação da proteção em sobrevelocidade 
do fan ou sobretemperatura da turbina, o risco ou despesa é também enorme para teste 
em um motor. 
 40
 O modelamento simula estas situações facilmente. O modelamento de 
transição do motor é também utilizado para avaliar o processamento do sinal, detecção 
de falhas, indicação de falhas e modelo de ação corretiva. 
Outra importante aplicação do modelamento é avaliar a relação do sistema 
motor/controle em resposta aos regimes de transição, comparando-os aos requisitos de 
especificação. 
Quando um motor está em produção, se são evidenciados problemas de campo 
ou modificações no equipamento para prover um modelo de transição, um alto custo 
efetivo é o caminho para estas mudanças. 
Havendo o modelamento do motor e de seu sistema de controle, é fácil simular 
os projetos e as modificações, ainda no campo virtual, sem riscos. 
Naturalmente que estabilidade, análise de respostas às transições é uma parte 
importante de qualquer projeto de um sistema de controle dos motores. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 41
4.6 FUNÇÕES DO CONTROLE BÁSICO DO MOTOR 
 
Certamente que as funções de controle são básicas para todos os atuais 
sistemas de controles dos motores de aplicação comercial e militar. 
Isto inclui: programação para velocidades de fan ou core, programação de 
combustível para aceleração e desaceleração, programação para o VSV, fluxos 
máximos e mínimos de combustíveis, velocidade do core e ajustes das pressões de 
descarga do compressor. 
Cada programa de motor militar ou comercial tem seu próprio requisito de 
sistema de controle, por exemplo, motores militares podem necessitar de um projeto 
para controle do aumento de fluxo de combustível, bicos de exaustão variáveis ou 
guias de palhetas de entrada variáveis. 
Os motores comerciais requerem gerenciamento de potência, válvulas 
variáveis de sangria, clearance control da turbina e empuxo reverso. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 42
4.6.1 Controle de Velocidade do Core e Fan 
 
A função primária de um sistema de controle de motor é prover um controle 
de empuxo linear e acurado a partir de um simples sinal de aceleração. O empuxo de 
um motor a jato é facilmente controlado pela regulagem do fluxo de ar. 
Estudos anteriores para turbo jatos examinaram vários métodos de controle de 
empuxo, como velocidade do rotor, temperaturas de entrada e saída da turbina e 
pressão de descarga do compressor. 
Cada variável foi estudada pela sensibilidade das eficiências dos componentes; 
turbina, compressor, habilitando-os para oferecer limites seguros de operação, 
conseqüências da mecanização e estudos de programação. Concluíram que o controle 
de velocidade do rotor era o melhor método para controlar o ajuste de empuxo. 
Também a de que a melhor variável para ajustar a velocidade do rotor era o fluxo de 
combustível. 
Os compressores podem ser descritos por um mapa de razão de pressão versus 
o fluxo correto do ar. Na linha de operação, o compressor é um ponto local para 
manter o estado de operação. O compressor bombeia até os bicos da turbina. A pressão 
é uma função quadrada. Eventualmente a linha de operação e stall intersecionam 
algumas rotações do rotor. 
 
 
 
 43
Esta característica é requisito necessário para a correta limitação de 
velocidade. 
Se o controle somente regula a velocidade física, um compressor entra em 
stall, como pode ocorrer em dias frios quando uma baixa temperatura do ar de entrada 
resulta em alta correção de velocidade. As utilizações de parâmetros corretos como as 
variáveis controladas permitem a normalização do desempenho do compressor 
Para a correta programação da velocidade como uma função da manete de 
potência, o piloto tem controle direto do correto fluxo de ar ou empuxo. Um ângulo da 
manete de potência versus a velocidade do core pode ser desenvolvida quando se 
prove um empuxo constante para qualquer ângulo. Para manter uma velocidade 
constante e correta em um dado ângulo da manete de potência, é incrementada 
velocidade física para decrementar a temperatura de entrada do compressor. Este tipo 
de programação é otimizada para dar uma demanda de empuxo constante - curva do 
ângulo de potência. 
A altitude incrementa (lower Po) os valores absolutos de empuxo na marcha 
lenta e máximo empuxo, porém a linearidade do empuxo é mantida. 
 
 
 
 
 
 
 
 44
4.6.2 Controle de Aceleração e Desaceleração 
 
Uma função muito importante do sistema de controle é a programação de 
combustível para a operação de partida, aceleração edesaceleração do motor. 
O programa de aceleração do combustível é projetado para fornecer o fluxo de 
combustível necessário para uma partida uniforme e rápida aceleração do rotor. Ele 
também mantém adequada margem no compressor para evitar stall e proteção de 
sobretemperatura dos componentes da turbina. A programação de desaceleração é 
projetada para permitir uma rápida redução de velocidade do núcleo, enquanto protege 
de possíveis problemas com chamas dos bicos de queima. 
Quando um motor está em um regime estável, existe um equilíbrio energético 
em que os controles de medição de combustível, mantêm uma constante velocidade do 
rotor, o fluxo de combustível precisa ser incrementado para produzir um torque 
desbalanceado. É este torque desbalanceado que provoca a aceleração do rotor. 
Com relação ao mapa do compressor, a razão de pressão do compressor é uma 
função de fluxo de ar e velocidade corrigida. Em um dado ponto estável, o fluxo de 
combustível requerido é o conhecido do ciclo. Assim um mapa de velocidade de 
correção do rotor é necessário e o fluxo de combustível pode ser usado para determinar 
a razão de pressão do compressor – CPR (Compressor Pressure Ratio). 
 
 
 
 45
Os estudos têm mostrado que esta relação de aceleração do núcleo pode ser 
controlada com maior precisão pela programação do fluxo de combustível sobre a 
pressão de descarga do compressor (WF/PS3) como uma função corrigida da 
velocidade do núcleo. Isso permite ao projeto o melhor controle sobre as condições de 
limites de stall. 
A margem de limites de stall é definida como a margem entre o ponto de 
operação e a linha de stall. A margem é dita zero na linha de stall. 
O projeto da programação das acelerações de desacelerações requer definições 
da razão WF/PS3 (combustível-ar), que produz rápida aceleração mantendo suficiente 
margem de stall e proteção de sobretemperatura. 
Projetar uma nova programação de aceleração é um processo reverso, sendo, 
realizadas análises dinâmicas de funcionamento em um modelo matemático de motor 
com margens de stall, em uma entrada para definir as linhas de programação de 
aceleração inicial. 
Uma vez que o núcleo é definido, extensivos testes do motor são realizados 
para definir a linha de estado estável de stall. 
Esta pode também ser definida como uma linha (banda) de correta relação 
entre pontos de stall WF/PS3 de várias velocidades corrigidas do núcleo. 
No projeto pode-se trabalhar com estes dados para refinar a programação de 
aceleração. 
A linha limite de stall é definida como a mínima margem de stall permitida. A 
partir daqui tolerâncias de órbitas são adicionadas e parâmetros são subtraídos, onde se 
podem consumir margens de stall (WF/PS3). 
 46
Itens nesta categoria são; VSV - variable stator vanes abertos, distorção de 
entrada do compressor, deterioração, extração de HP (Horse Power), variação dos 
componentes do compressor e área de bicos da turbina (A4), de motor para motor. A 
seguir a tolerância de programação de combustível para aceleração é subtraída. Neste 
ponto, o nível do ciclo de transiente é usado para otimizar a programação de simulação 
de transição em vários voos ou condições operacionais. Isso permite também a 
verificação da interação e efeitos do controle dinâmico de malha. Otimizações 
adicionais podem ser necessárias para assegurar complacência com requisitos exigidos 
para a transição de empuxo pelas autoridades aeronáuticas. Isto pode implicar em 
mudanças nas programações de velocidade de marcha, ajustes de aceleração, 
tolerância e outros controles dinâmicos. 
O programa de partida é uma típica extensão de baixa velocidade de um 
regime de aceleração. O projeto desta programação é similar a uma programação de 
aceleração. 
Alguns requisitos são considerações exclusivas para otimizar este programa; 
razão de combustível e ar para apagamento dos queimadores em várias condições de 
altitudes e temperaturas, stall por apagamento causado por excesso de combustível, 
partida monitorada verso partida por fluxo de vento relativo, requisitos e torque em 
condições com e sem fogo e requisitos de tempo de partida em ar ou em solo. 
 
 
 
 47
Outras considerações são: as velocidades para introduzir o fluxo de 
combustível e a sensibilidade de alta rotação do compressor para baixa velocidade de 
stall. Normalmente extensivos testes são realizados em um motor para definir a linha 
de baixa velocidade de stall e otimizar o início da programação de combustível. 
Se o motor possuir sangria de ar durante uma aceleração, a energia disponível 
para a aceleração é perdida, também a margem de stall é incrementada. 
Para amortizar a perda do tempo de aceleração e ajustar o incremento de 
margem de stall, o programa de aceleração de combustível é normalmente enriquecido 
com base nas condições de sangria. A quantidade para o enriquecimento é 
normalmente uma função da percentagem de fluxo extraído do núcleo. 
A primeira limitação para o projeto de um programa de desaceleração é o 
blowout do queimador principal. Outras importantes considerações do projeto são os 
tempos de desaceleração e possíveis variações de velocidades. Dois diferentes recursos 
podem ser usados para os projetos: a abordagem mais simples é uma constante razão 
entre WF/PS3 e outra utiliza uma fração do fluxo de combustível da aceleração, 
normalmente entre 0,4 e 0,6. 
 
 
 
 
 
 
 
 48
4.6.3 Controle de Variable Stator Vane 
 
O objetivo primário do projeto do compressor é a de reunir uma alta 
velocidade em decolagem ou cruzeiro. 
Infelizmente um projeto de compressor com alta eficiência em altas 
velocidades, é também muito ineficiente e propenso a stall em baixas velocidades. Se 
corrigido em regime para baixas velocidades os estágios frontais bombeiam um maior 
volume de ar que a seção mais a retaguarda podem manipular. Este aumento da 
pressão nos estágios dianteiros dirige-os ao stall. 
A linha de stall do compressor é efetivamente realizada, a partir de uma 
família de regiões de stall, individuais para cada estágio. O fenômeno de stall de um 
compressor é o mesmo experimentado em uma asa. Como a pressão sobe em um 
estágio, o ângulo de ataque efetivo deve incrementar maior trabalho sobre o fluído. 
Como o limite do ângulo de ataque é atingido, o fluxo começa a se separar a partir do 
bordo de fuga, sobre a superfície, fenômeno conhecido como descolamento da camada 
limite. Isto provoca uma queda no coeficiente de sustentação (CL) deste modo, na 
razão de pressão do estágio. 
Uma vez que ocorra uma completa separação do fluxo, este estrangula o 
caminho do fluxo, parando o fluxo no compressor. 
Seguindo uma correta linha de velocidade do mapa do compressor, também é 
evidente que o aumento de pressão irá resultar em stall. 
Existem três soluções convencionais para lidar com este estágio de 
desajustamento. 
 49
 Os compressores possuem sangria, rotores duplos e variable guides ou stator 
vanes (VSV). Se uma válvula de sangria é colocada nos estágios frontais do 
compressor, é possível abrir em baixas velocidades e descarregar o excesso do fluxo 
de ar, extravasando-o. 
Para compressores de alta razão de pressão, geralmente não há uma melhor 
localização para uma simples sangria, portanto múltiplas sangrias são necessárias. 
A desvantagem é a menor eficiência, porque a energia é usada para bombear o 
ar até o ponto de sangria, onde é despejado através da válvula. 
Se o compressor é divido em duas metades, cada metade acionada por uma 
turbina separada, o problema no estágio correspondente pode ser algumas vezes 
melhorado. 
Em baixas velocidades, os estágios frontais funcionam em baixa rotação,bombeando um menor fluxo. Normalmente uma sangria intercompressores é ainda 
necessária para corresponder à alta altitude e aos mapas de fluxo de transientes. 
Uma vez que o problema principal é causado pelos estágios frontais do 
compressor, outra solução é limitar a capacidade de bombeamento em baixa rotação 
nestes estágios. 
Por meio de fechamento das IGV para cada estágio, pelo ângulo de ataque, e 
pelo fluxo de ar bombeado, tem-se, portanto a redução da razão de pressão no estágio. 
O uso de VSV permite ao projeto a alta velocidade-alta razão de pressão do 
compressor, para operar como uma máquina de baixa razão de pressão em baixa 
velocidade. 
 50
Para otimizar a posição da VSV, testes são feitos para definir o ponto de stall 
de cada estágio em várias velocidades do núcleo. Este processo é aplicado para cada 
estágio sucessivo, voltando ao ponto onde o problema com bombeamento de baixa 
velocidade, até não existir mais. 
Com estes dados, a programação pode ser desenvolvida definindo o ângulo do 
estator em comparação a velocidade do núcleo de cada estágio. Estes programas são 
desenvolvidos para manter uma margem desejada de stall e maximizar a eficiência do 
compressor. 
As definições destes programas também requerem fatores em efeitos de 
deterioração do motor, variação de motor para motor e tolerâncias de controle. 
Uma vez que estes fatores são otimizados, as vanes estatoras podem ser 
mecanicamente integradas e conectadas por um único ponto de atuação, em cada 
posição, nos estágios corretamente. 
Os estágios frontais terão uma maior posição de abertura em comparação aos 
estágios traseiros. Desta forma o ângulo de deslocamento das vane estatoras diminui, à 
medida que se direciona aos estágios das estações mais afastadas do compressor. 
Normalmente o ângulo solicitado nestes programas é somente no primeiro 
estágio variável. Observar também que uma falha segura pode ser projetada no 
programa se um sensor de T25 falha, para uma completa situação de temperatura 
baixa. O modo de falha normal para o sensor de T25 é indicar temperatura baixa entre 
-65°F e -80°F. A falha segura permite um desempenho adequado do compressor 
durante as condições de um dia padrão onde as VSV estariam de outra maneira 
também muito abertas. 
 51
4.6.4 Velocidade e CDP mínimo e limites máximos 
 
Os sistemas de controle são também projetados para assegurar ambos os 
limites máximos e mínimos de parâmetros importantes, limitando os valores máximos 
da velocidade do motor e da pressão de descarga do compressor (CDP ou PS3) sendo 
essencial para prevenirem falhas catastróficas. 
Mantendo um valor mínimo para estes parâmetros é o que usualmente requer 
para permitir ao motor atender as solicitações externas. 
O sistema é projetado de forma que estes limites são inclusos em uma 
hierarquia onde há a seleção da malha de controle. A seleção de uma malha de 
controle é acompanhada por uma série de seletores de máximos e mínimos. 
A mecanização de acionamento atual pode ser hidromecânica ou eletrônica. 
A finalidade de limitação da velocidade máxima do núcleo é a proteção da 
máquina em si. A utilização deste limitador não é necessária a menos que a velocidade 
normal de programação esteja com disfunção. Tipicamente a programação de 
aceleração é projetada para limitar a razão WF/PS3 na velocidade alta do núcleo. A 
programação ajuste um valor abaixo do requerido para a operação, reduzindo desta 
forma a velocidade do motor. 
Se o sistema opera normalmente, a velocidade pode ser reduzida antes da 
ocorrência de uma sobre velocidade. Como uma outra linha de proteção, o efeito da 
sobrevelocidade aciona mecanismos que são projetados em uma unidade 
hidromecânica de controle, para cortar o fluxo de combustível em caso da condição de 
sobrevelocidade. 
 52
Capacidade é também projetada no sistema para reciclar e prover uma fase de 
partida para o motor após o acionamento do mecanismo de sobrevelocidade. 
Na atualidade, sofisticados controles eletrônicos podem ser aplicados no 
controle das limitações de velocidade máxima do núcleo e do fan. 
A incorporação de controles eletrônicos flexíveis, também permite uma 
complexa função para controle dos limites onde são aplicadas várias entradas de sinais 
de controle. São exemplos: A limitação da velocidade mínima do núcleo, a marcha 
lenta (idle) necessita a união de várias condições operacionais, o tempo de aceleração 
requerido, marcha mínima de empuxo, controle do stall em bruscas atitudes de 
aceleração, extração de potência e sangrias. Em aplicações comercias poderão ser 
necessários requisitos de programa separados, em solo e em voo, através da 
regulamentação da autoridade aeronáutica. 
A velocidade mínima de núcleo é usualmente programada como uma função 
da temperatura de ar de entrada do compressor (T25). 
O sistema de controle ambiental da aeronave opera com ar de sangria do 
motor. Para este sistema operar corretamente, a pressão de ar sangrado precisa estar 
acima do nível mínimo. Normalmente no solo e em baixas altitudes, a programação da 
velocidade pode prover adequadas pressões de sangria. Operando em alta altitude e 
baixa velocidade, pode haver baixa pressão sangrada de fornecimento. Esta situação 
pode ser resolvida, adicionando esta função para o sensor de PS3, visando manter um 
valor mínimo. Caso a pressão de PS3 comece a cair para abaixo do valor mínimo, o 
controle do motor sobrepõe-se e começa a modular para incrementar a velocidade, 
mantendo PS3 em um valor mínimo. 
 53
Devido à elevada pressão de ram, quando uma aeronave opera no canto 
inferior direito de seu envelope de voo, PS3 pode ser muito alto. Se os limites 
projetados são excedidos a integridade estrutural da seção traseira está em perigo. 
Para a proteção do motor, um limitador de máxima CDP deve ser incorporado 
no controle. Isto é normalmente realizado com a inclusão de um falso PS3, na 
programação de aceleração, ao invés, de adicionar outra função complexa. 
Em muitos motores modernos, os níveis de PS3 são limitados eletronicamente 
através de um sensoramento de pressão e também do ajuste de fluxo de combustível. 
Outros dois controles já mencionados são: os limites máximos e mínimos de 
fluxo de combustível. 
O limite de fluxo máximo de combustível é um valor fixo, ajustado pela 
máxima capacidade segura da bomba de combustível. 
O limite de fluxo mínimo de combustível não permite um fluxo abaixo do 
prescrito e pode sobrepor-se aos programas de aceleração e desaceleração. Os valores 
são ajustados para assegurar o fluxo de combustível correto durante o solo e partida. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 54
4.7 CONTROLE COM APLICAÇÃO COMERCIAL 
 
Alguns controles com aplicação comercial possuem funções e estratégias que 
são únicas para motores da aviação comercial. Isto inclui: controle de gerenciamento 
de potência, seleção de marchas de empuxo, velocidades de marchas moduladas, VSV, 
turbine clearance control, core rotor active clearance control e programa de empuxo 
reverso. Com exceção do último, os outros são utilizados para permitir o modo 
econômico de operação da aeronave. 
A figura 13, a seguir, ilustra um típico motor a reação utilizado em aeronaves 
comerciais. 
 FIGURA 13 – MOTOR A REAÇÃO – 2009 
 
 
 
 FONTE: disponível em http://www.epower-propulsion.com/epower/gallery/ABP-
CFMI%20CFM56-5%20cutaway.jpg 
 
 
 55
4.8 CONTROLE DE GERENCIAMENTO DE POTÊNCIA 
 
A performance das aeronaves comerciais é geralmente especificada pelo 
fabricante de sua estrutura, informando seus limites, como: empuxo de decolagem 
(TO), empuxo (GA), empuxo de climbmáximo (MCL) e empuxo contínuo máximo 
(MCT). 
Alguns critérios para a concepção de sistemas de controle comercial são 
determinantes para o requerido destas estruturas, por exemplo: 
• Empuxo de decolagem; 
• Empuxo de decolagem que podem ocorrer com aproximadamente o mesmo 
ângulo de manete em alguma condição de voo (decolagem); 
• Empuxo de manete máxima não pode exceder o parâmetro de decolagem, 
em nenhum momento; 
• MCL e MCT – parâmetros são usualmente requeridos por ser um ângulo da 
manete de condição de voo. 
O parâmetro da taxa de empuxo é baseado em uma permitida e máxima 
temperatura dos gases de exaustão (EGT), nível onde é permitido para um motor 
operar por poucos minutos. 
Motores termodinâmicos são concebidos para operar em um constante valor 
de EGT, o empuxo varia inversamente com a temperatura ambiente. 
 
 56
Tipicamente o máximo valor de EGT para operação em um motor é 
especificado para altitude ao nível do mar e temperatura ambiente, isto é conhecido 
como condições da atmosfera padrão. 
Os modernos controles de gerenciamento de potência são baseados em 
projetos com arquitetura em eletrônica digital, sendo possível a comunicação direta 
com o sistema de comunicação da aeronave, comunicação com os computadores de 
controle. 
O controle de gerenciamento digital recebe informações sobre o número de 
Mach da aeronave, pressões totais, temperatura de ar total e pressão estática via barra 
de dados. 
O sistema de controle de gerenciamento mantém uma unidade hidromecânica 
para controle da velocidade do núcleo, como; governadores de velocidade do núcleo, 
programas de transição do fluxo de combustível, programa de geometria variável do 
core e em alguns casos a válvulas de controle de clearance turbine control. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 57
A seguir são ilustrados através da figura 14, os parâmetros para controle do 
motor, como demonstrados anteriormente. 
 FIGURA 14 – ALOCAÇÃO DOS PARÂMETROS – 2009 
 
FONTE: disponível em: http://www.msm.cam.ac.uk/phase-
trans/2003/Superalloys/coatings/images/jet_engine.jpg 
 58
5 CONTROLE DO MOTOR - FADEC 
 
FADEC é o acrônimo para Full Authority Digital Engine Control, Controle 
Digital do Motor com Autoridade Total. 
É um sistema que consiste em um computador digital, designado por EEC 
(Electronic Engine Control), Controle Eletrônico do Motor ou ECU (Electronic 
Control Unit) (Unidade de Controle Eletrônico) e está relacionado com o emprego de 
componentes para controlar todos os aspectos de operação de um motor aeronáutico. 
O sistema FADEC é produzido para ambos os motores, a pistão e a reação, 
sendo as diferenças primárias os aspectos da concepção dos métodos de controle para 
cada motor. 
O seu aspecto construtivo é ilustrado pela figura 15 a seguir. 
 
 FIGURA 15 – FADEC – 2009 
 
 FONTE: disponível em http://www.hispano-suiza.ca/images/products_eec.jpg 
 
 
 
 
 59
5.1 HISTÓRICO 
 
Os controles eletrônicos dos motores foram primeiramente introduzidos no 
Concorde, equipado com motor a reação Rolls-Royce Olympus 593, em 1960. 
Posteriormente, em 1970 a NASA (National Aeronautics and Space Administration) e 
a Pratt & Whitney desenvolveram de forma comum o primeiro FADEC experimental, 
o qual foi testado em uma aeronave F-111, montado com um motor TF-30 da Pratt 
&Whitney modificado. Os motores Pratt & Whitney modelos F100 e PW2000 foram a 
primeira versão militar e comercial respectivamente a serem equipados com FADEC. 
Em 1980, o motor PW4000 da Pratt & Whitney foi o primeiro a ser equipado 
com o duplo FADEC. A figura 16, a seguir, ilustra um motor GE GEnx, equipado 
com FADEC, onde se pode ver na sua linha horizontal a unidade de controle. 
 FIGURA 16 – MOTOR GE GEnx – 2008 
 
 
 FONTE: AVIATION MAINTENANCE, p.27 (Adaptado) 
 
 
 60
5.2 PRINCÍPIO DE FUNCIONAMENTO 
 
Em um sistema de FADEC, o sistema da manete de aceleração envia sinais 
eletrônicos para o FADEC. 
O sistema FADEC, através da interpretação de sinais pelo seu sistema digital, 
calcula e envia com controle de precisão o valor do fluxo de combustível para ser 
consumido pelo motor, o qual desenvolve a propulsão necessária para a aeronave. 
A figura 17 ilustra de forma simbólica uma topologia de controle com sistema 
de gerenciamento eletrônico de propulsão. 
 
 FIGURA 17 – CONTROLE DE PROPULSÃO TÍPICO – 2008 
 
PLA
(COCKPIT)
ECU
(ENGINE)
HMU 
ENGINE
EMPUXO
FEEDBACK 
 
 FONTE: AUTOR 
 
 
 61
Adicionalmente além da função de controlar e medir o combustível, o sistema 
também exerce o gerenciamento e monitoramento de outras funções como o VSV 
(Variable Stator Vanes) e de VBV (Variable Bleed Valves), partida do motor, controle 
de re-partida, controle de Blade Tip Clearance da turbina, reversão de empuxo, 
monitoramento de condições do motor e demais funções. 
Os sinais para controle e funcionamento do FADEC vêm de vários sensores 
instalados no motor. 
Separadamente do monitoramento dos principais parâmetros, são monitorados 
para controle de segurança da propulsão: a velocidade de rotação do eixo da turbina, 
pressões e temperaturas em vários pontos entre as trajetórias dos gases. 
O FADEC também monitora vários dados analógicos, digitais e discretos 
provenientes dos vários subsistemas do motor e relacionados com os sistemas da 
aeronave, provendo uma completa redundância e tolerância a falhas no controle do 
motor. 
Totalmente integrado com outros sistemas da aeronave como o EFCS (Electric 
Flight Control System) e AFS (Automatic Flight System), conectado a estas unidades 
via ADDB (Aircraft Digital Data Bus), é também totalmente compatível com o 
sistema fly-by-wire. 
 
 
 
 
 62
A figura 18, a seguir, ilustra a topologia de controle e as interfaces com o 
sistema de propulsão. 
 
 FIGURA 18 – TOPOLOGIA DE CONTROLE – 2008 
 
 
 FONTE: AUTOR 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 63
A figura 19 ilustra o aspecto de instalação e localização da EEC. 
 FIGURA 19 – LOCALIZAÇÃO DA EEC – 2009 
 
 
FONTE: http://www.boeing.com/commercial/aeromagazine/aero_02/textonly/sy01txt.html 
(Adaptado) 
 
5.2.1 Sistema de Controle de Combustível de Motor 
 
Em uma aeronave equipada com motor a reação, o piloto não controla 
diretamente o motor. O sistema utilizado para intervir no regime do motor é 
denominado sistema de controle de combustível. 
O sistema de controle de combustível gerencia a velocidade do motor atuando 
sobre o controle do fluxo de combustível. 
O controle de combustível é o coração do sistema de combustível do motor a 
reação. 
 64
É um complexo dispositivo que possui parametrização do fluxo de 
combustível para a câmara de combustão e automaticamente fornece o fluxo imposto 
de combustível necessário para a operação do motor. 
O controle de combustível combina as entradas dos sinais da manete de 
aceleração, pressão e temperatura de entrada do compressor, pressão de descarga do 
compressor e velocidade do motor para calcular o fluxo de combustível necessário 
para operação do motor. 
As variações no fluxo de combustível são limitadas para assegurar 
rapidamente o restabelecimento da condição de saída de um stall e movimentos livres, 
aceleração e desaceleração do motor. 
Dependendo do tipo de motor a reação e do seu desempenho esperado, o 
sistema de controle de combustível pode variar os limites de forma complexa, desde 
um arranjo de simples válvulas