Alessandro Nunes Feriotto Pires ESTUDO DE VIABILIDADE DE MOTORIZAÇÃO A AR- COMPRIMIDO SOB ALTA PRESSÃO EM AERONAVE OTIMIZADA AERODINAMICAMENTE Trabalho de Conclusão de Curso de Engenharia Aeronáutica da Universidade de Taubaté – UNITAU como requisito para o grau de Engenheiro Aeronáutico da primeira turma do curso Orientador: Prof. Viktor Aleksei Pastoukov, Dr. TAUBATÉ 2009
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Alessandro Nunes Feriotto Pires
ESTUDO DE VIABILIDADE DE
MOTORIZAÇÃO A AR-
COMPRIMIDO SOB ALTA PRESSÃO
EM AERONAVE OTIMIZADA
AERODINAMICAMENTE
Trabalho de Conclusão de Curso de Engenharia
Aeronáutica da Universidade de Taubaté – UNITAU
como requisito para o grau de Engenheiro Aeronáutico
O Trabalho total do ciclo de uma unidade de célula do motor será:
WPT = 76,84532798 joules por ciclo
Adotando o número de ciclos fornecido por site oficial da empresa MDI Enterprises, como
sendo 3500 rpm12, tem-se para cada célula de motor (par de cilindros e câmaras):
Pot = 4482,6441322 watt
Pot = 6,0113248 HP
3.1.4 Comparação.
Comparados os resultados obtidos com todos os encontrados na rede mundial de
computadores, guardadas distâncias seguras daquelas fontes não confiáveis e
aproximando-se dos arquivos de patentes encontrados e de outros obtidos em sites oficiais
das empresas envolvidas, bem como, das informações obtidas em sites e documentos
oficiais dos pesquisadores PhD Prof. Bharat Raj Singh, da UP Technical University, e
Prof. Mohamed Massod, do M.J. College of Engg. & Technology, ambos na Índia, pode-se
certificar nestes rápidos cálculos a viabilidade da presente concepção de motorização que
se utilizada de ar comprimido a altas pressões. A informação veiculada pela referida
empresa da conta de motor 54,17% mais potente que o aqui calculado, o que não
desmerece o trabalho e a comprovação dos resultados aqui obtidos.
Motor de Dois cilindros (02 células) = 12,02265 HP – cálculos
Motor de Dois cilindros (02 células) = 25 HP – fornecido empresa MDI
O valor que será considerado é o informado no site oficial da empresa MDI. 12 Fonte: http://www.motormdi.com/como.html acessado em 04/7/2007 – 15h28min
22
3.2 AERONAVE.
3.2.1 Definição dos requisitos.
A Aeronave a ser escolhida como base para o projeto preliminar deve possuir a melhor
configuração no sentido de necessitar da menor potência possível para decolar e manter o
vôo com as mínimas condições de segurança possíveis.
Voltado para atender, em médias distâncias, populações pobres e carentes de forma direta e
mais rápida que um ônibus, porém buscando uma energia limpa e barata a fim de não
tornar este transporte mais um luxo das classes mais altas, o presente projeto quer mostrar
outros caminhos que podem ser trilhados em busca do bem comum e da preservação do
nosso meio ambiente, sem descartar a tecnologia e o desenvolvimento, sem esquecer
também a crescente necessidade de deslocamento mais rápidos entre as cidades.
Nesse contexto, uma aeronave mais otimizada possível, porém ainda em pesquisa, é
Uma aeronave com asa incorporada à fuselagem – Blended Wing Body. Estudos recentes
mostraram que um BWB necessita motores 25% menores que aqueles que uma aeronave
similar (numero de passageiros) necessitaria.
Para atender um numero bom de pessoas a médias distâncias – como um ônibus – fixou-se
o número de 20 passageiros, mais 02 tripulantes. Bagagens, além daquelas de mão, fixou-
se 200 kg totais. Para a média distância, como trata-se de Brasil pode-se imaginar a média
distância como sendo aproximadamente 500 km, o que tomou-se aqui como alcance
máximo. Via de regra, estabeleceu-se 30 minutos de espera. Dados como velocidade de
estol, de cruzeiro e máxima, distância para pouso e decolagem, dentre outros, foram fatores
não fixados, porém, como se verifica ao final, chegou-se a valores bastante atraentes.
3.2.2 Concorrentes diretos.
A titulo de numero de passageiros os concorrentes escolhidos foram:
1) Antonov NA-28;
2) Handley Page JetStream 41;
3) BeechCraft 1900;
4) Nal Saras;
5) Dornier 328-110;
6) Embraer BEM-120 Brasília;
23
7) Handley Page JetStream 31;
Dados técnicos sobre estas aeronaves podem ser verificadas no anexo 6.2
3.2.3 Estudos anteriores – aeronaves conceito.
Estudos anteriores encontrados datam de 1999-2002, oriundos do 5th Framework
Programme of the European Comission: VELA and MOB. O primeiro – VELA – um
projeto para aeronave de grande porte de alta eficiência aerodinâmica, e o segundo – MOB
– um projeto de otimização multidisciplinar de um BWB.
Figura 11. Projeto do programa VELA Europeu.
Fonte: BWBEWADE2007_Scholz.pdf
Baseados nos estudos do VELA, a RÚSSIA mostrou sua pesquisa na área com o TsAGI
IWB (Integrated Wing Body)
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Figura 12. IWB – BWB Russo.
Fonte: BWBEWADE2007_Scholz.pdf
Os estudos Europeus prosseguem, tendo sido realizado o 6º Programa no período de 2003 a
2006.
Estudos seguem em ritmo acelerado, podendo-se destacar os estudos do Multidisciplinary
Analysis and Design Center for Advanced Vehicles, suportado pela NASA na
Universidade Estadual e Instituto Politécnico da Virgínia, nos EUA; como também o
Instituto de Tecnologia de Massachusetts, também conveniado com a NASA.
Tabela 03. Comparação da distribuição otimizada entre propulsão convencional e
propulsão distribuída, ambas num projeto de BWB.
25
Fonte: BWBMAD050501.pdf de Leifsson, L.T., Ko, A., Mason, W.H., Schetz, J.A.,
Haftka, R.T., e Grossman, B., Multidisciplinary Design Optimization for a Blended Wing
Body Transport Aircraft with Distributed Propulsion, Universidade Estadual e Instituto
Politécnico da Virgínia, Blaksburg.
Tabela 04. Desempenho Geométrico e Aerodinâmico de um BWB
Tabela 05. Coeficientes de Sustentação, Arrasto e Momento num BWB
Peso Max decolagem - Max takeoff weight WMTOW 90619,0498
Fuel capacity, standard Wfuel 32095,02404
Peso Max Zero-fuel - Max zero-fuel weight Wzero-fuel Peso c/Carga Total - Max useful load WMaxLoad 56878,57
Peso CargaPaga-Combust totais - Max payload w/full fuel = média dos valores
W0 454785,6654
Peso Max aterrissagem - Max landing weight WMaxLand
W0 44373,05805
Maior valor obtido entre MTOW e M0. W0 (MTOW, W0) 454785,6654
Max ramp weight
We/W0 0,122595614
Wf/W0 0,070571758
Wpayload/W0 0,050479532
Performance
Never exceed speed:
Maximum speed: Vmax 144,3650794
Cruise speed: Vcruise 135,2777778
Stall speed: Vstall 43,75
Max level speed, sea level (VMAX) Vmax-sl
Range: R 1395061,857
Service ceiling: Hserv 8309,333333
Rate of climb, sea level RS 10,95
Autonomia
21600
Powerplants: Pot 1347104,511
emptyfuelpayloadcrew WWWWW +++=0
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Single-engine ROC, sea level
Relação Peso/Potência - Power/mass: Pot/W0 36,18187686
W0/Pot 0,0359841
Wing loading: W/SWing 2477,813567
Takeoff distance over (xx) obstacle
Accelerate-stop distance (to/from 50-ft height)
Takeoff distance, Land
1100
Os procedimentos para determinação do peso bruto de decolagem podem ser vistos passo a
passo no anexo Error! Reference source not found..
Envergadura considerada = 16,845 m
Área Alar considerada = 42,435 m2.
L/Dmax= 24,90
W0 = 55922 N
3.2.5 Cálculos de estimativa das principais propriedades da aeronave.
A Razão Peso/Potência considerada foi a estimada em cálculos que também seguem
anexos. O valor encontrado foi
W0/Pot = 2,736 kgf/HP = 0,0359841 N/W.
A Carga Alar utilizada foi a estimada em cálculos, conforme abaixo
W/S = 27,558 lbf/ft2 = 1319,49 N/m2 .
A Potência requerida para esta aeronave, considerando sua velocidade máxima, em termos
históricos (cálculo de estimativa) será de:
Pot = 919539, 63 W = 1233 HP
Assim permanecendo, necessitará de pelo menos
05 motores / 10 cilindros (células) cd = 1250 HP = 932124,8395 W
Envergadura recalculada nesta fase:
b = 16,85 m
Área Alar projetada a partir de software (Autodesk Inventor)
Sref = 42,435 m2 .
Alongamento geométrico recalculado nesta fase:
AR = 6,6867
Coeficiente de Sustentação máximo (próximo da velocidade de estol):
CL = 2,72
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Velocidade de Estol:
Vs = 32,62 m/s = 117,42 km/h = 63,4 knot
Velocidade de Aproximação:
Vapp = 42,4 m/s = 152,65 km/h = 82,42 knot
Velocidade de estol na decolagem:
Vs-d = 36,47 m/s = 131,28 km/h = 70,89 knot
Velocidade de decolagem:
Vd = 40,11 m/s = 144 km/h = 77,98 knot
Distância de decolagem:
Ground roll = 800 ft = 243,8 m ; over 50ft = 1000 ft = 304,8 m
Distância de Pouso:
Rpouso = 1688,76 ft = 514,7 m.
3.2.6 Cálculos de estimativa de desempenho e determinação da Potência
requerida à aeronave
Pelos cálculos realizados (vide anexo Error! Reference source not found.), conforme
orientações recebidas em sala de aula na disciplina especifica, as características da
aeronave obtidas foram
CL/CDmax = 29,8796
CLmax = 4,132
Potmaxav = 1008593,846 W = 1352,55 HP > 1250 HP estimados para 05 motores !
Potmin = 139806,84 W = 187,48 HP
Vmax = 180,05 m/s = 648,18 km/h = 350 knot
30
RESULTADOS E DISCUSSÃO
Todo o trabalho realizado foi essencial para aquisição e fomento de conhecimentos, em sua
grande maioria, adquiridos ao longo do curso.
Os dois temas abordados neste trabalho são de grande relevância nas pesquisas atualmente
em curso por tratarem de otimização de aeronave, o que traz benefícios a todos os
envolvidos no processo de projeto, fabricação, produção, comercialização e utilização da
aeronave otimizada, haja visto o grande numero de pesquisas ainda em desenvolvimento, e
sua grande importância e complexidade é notada pelo grande numero de Instituições de
pesquisas, Universidade e Empresas aeronáuticas que estão, juntas, desenvolvendo
projetos, muitos dos quais ainda não divulgados.
A aeronautização de motores não é ramo novo de pesquisa, existindo muitos tipos de
motores, homologados e outros experimentais, que foram originalmente projetaods para
outros fins e acabaram ganhando variantes para o setor aeronáutico. Com o motor a ar
comprimido também não será diferente.
4. CONCLUSÃO
Árduo é o labor de todos que estão a pesquisar tanto aeronaves Blended Wing Body quanto
motorização a ar comprimido, mesmo que este último para o setor automobilístico. De
todas as dificuldades sentidas no desenvolver deste trabalho, o principal o tempo escasso
disponibilizado para o assunto, porém, os temas escolhidos são de extrema abrangência e
necessitam de conhecimentos muito alem da graduação.
Na medida do possível, os resultados obtidos mostram ser viável uma aeronautização de
motores que tem por base o ar comprimido fornecendo a energia motora, em especial a
empresa MDI Enterprises em razão de sua experiência em viabilizar comercialmente seus
produtos. Os motores desta empresa podem, principalmente os mais recentemente
projetados (com capacidades anunciadas de 70 e 75 HP) de fato serem aeronautizados para
a configuração e requisitos de aeronave neste trabalho levantados
31
5. REFERÊNCIAS
www.boeing.com acessado em 03/7/2009, 19h48min.
air car_view3.pdf e Engine_using_compressed_air.pdf
AIAA-2006-241-725.pdf
Leifsson, L.T., Ko, A., Mason, W.H., Schetz, J.A., Haftka, R.T., e Grossman, B.,
Multidisciplinary Design Optimization for a Blended Wing Body Transport Aircraft
with Distributed Propulsion, Universidade Estadual e Instituto Politécnico da
Virgínia, Blaksburg, 2005.
BWBEWADE2007_Scholz.pdf
http://www.motormdi.com/ acessado em 04/7/2007 – 15h28min http://www.1st-engine.com/Air-Engine.html acessado em 05/8/2008, as 17h40min. Tech Monitor, pag.37, edição Nov-Dez/2008. http://www.motormdi.com/comparaciones.htm acessado em 02/07/2007, as 16h40min. http://www.themotorreport.com.au/5732/tata-air-car-powered-entirely-by-compressed-air-
blow-me-down/ acessado em 02/07/2007, às 16h46min.
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6. ANEXOS
6.1 CÁLCULOS E FORMULAÇÕES UTILIZADAS
6.1.1 QUADRO RESUMO DE TERMODINÂMICA
A seguir é fornecido um quadro resumo das quantidades termodinâmicas acima introduzidas e das principais relações entre elas. Temperatura absoluta: T Pressão absoluta: p Volume: v Número de mols: n
Massa molecular: µ Massa total: m Constante universal dos gases perfeitos: R = 8,31 J/mol.K Energia interna: U Quantidade de calor: Q Trabalho externo: L Entalpia: H = U + pv Entropia: ∆S = ∆Q/T, sendo ∆S e ∆Q variações elementares (infinitésimas) 1 kcal = 4186 J cp = calor específico em pressão constante cv= calor específico em volume constante k = cp / cv c = calor específico em transformação politrópica de um gás perfeito r = (cp - c)/(cv - c) (substitui k da adiabática de um gás perfeito) η = rendimento de um ciclo [ topo ] PRIMEIRO PRINCÍPIO: CONSERVAÇÃO DE ENERGIA TOTAL DE UM CORPO OU SISTEMA. Q - L = U2 - U1 Q - L líquido = U2 - U1 + p2v2 - p1v1 = H2 - H1 Q + Σ v ∆p = H2 - H1 (se todo o trabalho for aproveitado na forma mecânica)
Σ v ∆p = trabalho técnico [ topo ] SEGUNDO PRINCÍPIO: O ÚNICO RESULTADO DE UMA TRANSFORMAÇÃO NÃO PODE SER A RETIRADA DE CALOR DE UMA FONTE FRIA E SUA TRANSFERÊNCIA PARA UMA FONTE QUENTE Conseqüências: Nenhum ciclo pode ter maior rendimento que um ciclo reversível operando entre as mesmas temperaturas limites O rendimento de todos os ciclos reversíveis absorvendo calor (Q1) a uma alta temperatura T1 e rejeitando calor (Q2) a uma baixa temperatura T2 deve ser o mesmo e para todos os ciclos desse tipo o
33
trabalho realizado é dado por L = Q1 + Q2 e o rendimento é η = L/Q1 = (T1 - T2)/T1. [ topo ] TRANSFORMAÇÕES DE SUBSTÂNCIAS QUAISQUER Isobárica (p = constante): Q = H2 - H1, L = p(v2 - v1) Isométrica (v = constante): Q = U2 - U1, L = 0 Adiabática: Q = 0, L = U2 - U1, S2 = S1 [ topo ] TRANSFORMAÇÕES DE GASES PERFEITOS U = mcvT + U0 H = mcpT + H0 S = mcv lnT +nR lnv + S0 = mcp lnT - Rn lnp + S0' ∆Q = mcv∆T + p∆v = mcp∆T - v∆p (variações elementares infinitésimas) [ topo ] Transformação qualquer: U2 - U1 = mcv (T2 - T1) = (p2v2 - p1v1)/(k-1) H2 - H1 = mcp (T2 - T1) = [k/(k-1)](p2v2-p1v1) S2 - S1 = mcv ln(T2 / T1) + nR ln(v2 / v1) = mcp ln(T2 / T1) - nR ln(p2 / p1) = m[cp ln(v2 / v1) + cv ln(p2 / p1)] [ topo ] Transformação Isobárica (p = constante): T2 / T1 = v2 / v1 Q = mcp (T2 - T1) = [k/(k-1)]L L = p (v2 - v1) = nR (T2 - T1) S2 - S1 = mcp ln(T2/T1) [ topo ] Transformação Isométrica (v = constante): T2 / T1 = p2 / p1 Q = U2 - U1 = mcv (T2 - T1) = v (p2 - p1)/(k-1) S2 - S1 = mcv ln(T2 / T1) L = 0 [ topo ] Transformação Isotérmica (T = constante): p1v1 = p2v2 = nRT U2 - U1 = 0 Q = L = nRTln(p1/p2) = p1v1ln(p1/p2) = nRTln(v2/v1) = = p1v1ln(v2/v1) S2 - S1 = Q/T = nRln(v2/v1) [ topo ] Transformação adiabática ou isoentrópica (Q = 0): p2 / p1 = (v1 / v2)k T2 / T1 = (v1 / v2)
(k-1)/k] S2 - S1 = 0 [ topo ] Transformação politrópica Q = mc(T2 - T1), pvr = constante Substituir k por r=(cp - c)/(cv - c) nas relações da adiabática. r = k : isoentrópica (adiabática reversível) r = 0 : isobárica r = 1 : isotérmica r = ∞ : isométrica [ topo ] Ciclo de Carnot: opera nas temperaturas extremas T1 e T2, com T2 < T1; duas transformações isotérmicas nessas temperaturas e duas transformações adiabáticas. Rendimento: η = 1 - (T2/T1). Ciclo Diesel Teórico: usado em motores a óleo Diesel, opera com uma compressão adiabática (T1 para T2), uma expansão isobárica de T2 para T3, sendo (T3 > T2), uma expansão adiabática (T3 para T4) e uma compressão isométrica de T4 para T1 (T1 < T4). Rendimento: η = 1 - (T4 - T1) / [k (T3 - T2)]. Ciclo Otto Teórico: usado em motores a gasolina, álcool, gás natural, opera com uma compressão adiabática de T1 a T2 (T1 < T2), uma compressão isométrica de T2 para T3 sendo T2 < T3, uma expansão adiabática de T3 para T4 (T3 > T4) e uma descompressão isométrica de T4 para T1 (T1 < T4). Rendimento: η = 1 - (T1/T2).
35
Gráfico 01. Gráfico para determinação da relação entre cP, cV e k com relação a
temperatura (kelvin).
36
6.1.2 CÁLCULOS TERMODINÂMICOS REALIZADOS no Software MAPLE v.12 > > Constantes e grandezas principais na Termodinâmica e seus processos: Massa em termos de densidade e Volume: >
Expressão para a densidade em termos de Pressão, Temperatura e Constante Universal específica para o Ar:
>
Relação entre Calor especifico a pressão constante e a volume constante:
>
Constante Politrópica e sua relação com calor específico, calor específico a pressão constante e a volume constante:
>
Dos gráficos da relação entre Cp, Cv, k com relação a T (kelvin) (arquivo excel .xls), temos: >
>
37
>
DEFINIÇÕES DO MOTOR ADOTADO: Pistão Pressão: BORE ≈ 0.035 m; STROKE ≈ 0.07 m; Volume cilindrada = (π/4)*( )*(STROKE); Razão de Compressão = 15/1 = (Vcilindradapp + Vmortopp)/(Vmortopp) Pistão Trabalho: BORE ≈ 0.07 m; STROKE ≈ 0.14 m; Razão de Compressão = 10/1 = (Vcilindradapt + Vmortopt)/(Vmortopt) Vcamara motora = Vcm = 4*Vmortopp Vcamara Trabalho = Vcamti = 4*Vmortopt >
>
Conceitos básicos das transformações termodinâmicas: TRANSFORMAÇÃO ISOBÁRICA:
>
38
>
TRANSFORMAÇÃO ISOMÉTRICA:
>
TRANSFORMAÇÃO ISOTÉRMICA: >
TRANSFORMAÇÃO ADIABÁTICA:
>
>
> POLITRÓPICA:
>
>
39
TRANSFORMAÇÃO QUALQUER PARA GÁS PERFEITO (ou gás que se comporte como perfeito):
>
>
>
DADOS INICIAIS - ATMOSFÉRICOS: >
>
>
>
CICLO PISTÃO PRESSÃO: (1º) Fase inicial I: Resíduo de gases do ciclo anterior; Pressão inicial I é igual a pressão no final do ciclo deste pistão de pressão; Temperatura inicial I é igual a Temperatura final deste pistão pressão; Válvulas fechadas; Pistão no ponto morto superior;
>
> (2º) Fase II: Expansão POLITRÓPICA. Ocorre ∆P, ∆V, ∆T com trocas de calor com o meio. Supomos, para simplificação e aproximação, PII = Pressão ambiente. Coeficiente de expansão npolitrópica e dada pela equação abaixo, adotando, conforme dados experimentais da literatura, n%e = 0.95
40
(equivalente a 05% de perdas para o meio). PVn=Constante. No final desta Fase Abre a Valvula de Admissão do ar ambiente/atmosférico para o Pistão de pressão. Adotando T = 25ºC para o final da expansão politrópica, teremos: >
>
>
41
>
>
42
>
(3º) Fase de ADMISSÃO/SUCÇÃO: Admissão de ar proveniente do ambiente, com Temperatura = 25ºC (298,15K), P = ambiente (101325 Pa) e Volume aumentando de VIIBaté VIVB,onde VIVB = VTOTALPP = VCILINDRADAPP + VMORTOPP.No final deste processo/fase, fecha-se totalmente a válvula de admissão. >
43
Massa de ar sugada: mS = [VIV - VII]*ρIV: >
(4º) Fase de COMPRESSAO: Volume total PP é comprimido até VV; a Temperatura vai de 25ºC (298,15K) até 400ºC (673,15 K) e a Pressão vai da ambiente até 50 bar (5000000 Pa). A massa de ar da descarga será md= ρV*VV- ρIV*VIV. No final deste processo a Válvula de escape é aberta até a mistura do ar comprimido do pistão de pressão estar em equilíbrio com o ar da câmara motora (proxima fase). >
>
44
>
Massa de ar descarregada: md = VV*ρV - VIV*ρIV: >
(5º) Fase de EXAUSTÃO: Volume inicial desta fase = Volume V; Volume final nesta fase = Volume mortoPP + Volume Câmara motora; As variações surgidas da mistura sofrerão alterações e trocas de energia e calor, portanto, para cada, considerarei transformação politrópica. No mesmo contexto: Constante1 + Constante2 = Constante3 , para o caso: PVn= constante para cada ar (aquele confinado na câmara motora e aquele comprimido pelo pistão de pressão). Temperatura inicial desta fase para a Câmara motora = Temperatura ambiente (25ºC = 298.15K); Pressão da câmara motora = pressão ambiente (101325 Pa). >
45
>
>
46
>
Massa de ar descarregada: >
>
47
>
TRABALHO FORNECIDO (ao pistão) SERÁ:
>
> > Após os Cálculos da Câmara Motora do arquivo (...)a1.DOC, segue neste arquivo. Massa de ar sugada pelo Pistão de Pressão: >
Massa de Ar descarregada pelo Pistão à Camara motora: >
DEFINIÇÕES DO MOTOR ADOTADO: Pistão Pressão: BORE ≈ 0.035 m; STROKE ≈ 0.07 m; Volume cilindrada = (π/4)*( )*(STROKE); Razão de Compressão = 15/1 = (Vcilindradapp + Vmortopp)/(Vmortopp) Pistão Trabalho: BORE ≈ 0.07 m; STROKE ≈ 0.14 m; Razão de Compressão = 10/1 = (Vcilindradapt + Vmortopt)/(Vmortopt) Vcamara motora = Vcm = 4*Vmortopp Vcamara Trabalho = Vcamti = 4*Vmortopt Volume do Percurso (Cilindrada) do Pistão de Pressão (volumes em m3):
>
Volume Morto do Pistão de Pressão:
>
Volume da Câmara Motora: >
48
Volume do Percurso (Cilindrada) do Pistão de Trabalho:
>
Volume Morto do Pistão de Trabalho:
>
Volume da Câmara de Trabalho (Mistura e Expansão Sônica): >
Condições Iniciais no Pistão de Pressão, com o ar residual: >
Condições após a expansão politrópica do ar residual: >
Condições após a admissão;sucção de ar pelo Pistão de pressão: >
49
Condições após a compressão politrópica do Pistão de pressão: >
Condição e caracteristica da Camara motora: >
Condições no equilibrio entre a camara motora e o pistão de pressão quando aberta a valvula de exaustão do pistão de pressão: >
CÂMARA DE TRABALHO Condições iniciais: >
50
>
>
51
>
>
PISTÃO TRABALHO Condições Iniciais: >
>
52
>
>
>
> Expansão do Ar no PISTÃO de TRABALHO = considerada Adiabática (sem troca de calor com o meio exterior)
53
Consideraremos Pf = ambiente = 101325 Pa.
>
>
>
>
A fim de evitar impossibilidade técnica nos valores anteriores (outros ciclos) que levariam a temperaturas absurdas (ar liquefeito), ha necessidade de se adicionar pistões, a fim de dividir as expansões com inserção, entre elas, de aquecedores o que, nesta fase influenciará a pressão final; assim, calculando esta (ainda considerando a transformação adiabática) teremos: >
Seguindo-se de uma transformação isométrica:
>
na prática também impossivel, porém a adição dos aquecedores nos ciclos anteriores (não considerados aqui neste estudo), elevarão esta temperatura final, viabilizando a construção do referido motor, cuja efetividade técnica somente poderá ser comprovada com a obtenção de dados e de suas propriedades experimentais. CALCULO DO TRABALHO
Trabalho de Conclusão de CursoProposta de Projeto de Aeronave: Transporte Civil médio-leve (20 Pax + 2 Crew)
Requisitos:Motores (02): HP cdTripulação: 2 tripulantes 20 pax(peso relacionado:) 110 kgf cd 110 kgf bagagensCarga paga: 200 kgfVel.Cruzeiro: 200 km/hAltitude Cruzeiro: ftVel.Estol: knots MTOWAlcance: 500 km + 30 min espera
Requisitos SI TOTAISMotores (??): 0 W cd 0 WTripulação: 22 pax 22 pax(peso relacionado:) 1078,7315 N cd 1078,732 N bagagens 24810,8245 NCarga paga: 100% pax 1961,33 N 1961,33 NVel.Cruzeiro: 55,55555556 m/s ( 200 km/h ) 55,5555556 m/sAltitude Cruzeiro: m 0 mVel.Estol: 0 m/s MTOW ( 0 km/h ) 0 m/sAlcance: 500000 m 1800 s espera (Vcruz) 600000 mWpax+bag = 26772,1545 Valor Médio Estimado Pot/W = 43,5103 W/kg W0 = 161461,8 N BWB
de C:\Users\AlessandroNFP\Documents\TCC\TCC_DADOS.xlsx Características concorrentes diretos SI
1) ANTONOV AN-28Crew-Pax 20 20comprimento 12,98 12,98Envergadura 22 22Altura 4,6 4,6Área Alar 39,7 39,7Peso Vazio 3900 kgf 38245,935Peso carregado 5800 56878,57MTOW 6100 59820,565Powerplant 2 motores PT6-6A 960 HP cd (W) 715871,877Velocidade máx. 355 km/h 98,6111111Alcance 510 km 510000razão de subida 12 m/s 12W/S 146 kgf/m2. 1431,7709 N/m2.Pot/W 250 W/kgf 25,4929053 W/N 2) JETSTREAM 41Crew-Pax 32 32Comprimento 19,25 19,25Envergadura 18,42 18,42Altura 5,74 5,74Área Alar 32,4 m2. 32,4airfoil NACA 63A418 root 62A412 tipPeso Vazio 6416 kgf 62919,4664MTOW 10886 106755,192PowerPlant 02 motores TPE331-14 1250 W cd (W) 2500Propeller Diameter 2,9 m 2,9Velocidade Máx. 546 km/h 151,666667Alcance 1433 m 1433Teto de serviço 7925 m 7925Razão de subida 11,2 m/s 11,2Carga Alar W/S 336 kgf/m2. 3295,0344 N/m2Pot/W 230 W/kgf 23,4534729 W/N 3) BEECHCRAFT 1900Crew+Pax 21 (N) 22653,3615Comprimento 17,63 17,63Envergadura 17,67 17,67Altura 4,72 4,72Peso Vazio 4831 kgf 47375,9262MTOW 7668 75197,3922PowerPlant 02 motores PT6-67D 955 kW cd 1910000Fuel Capacity 4484 lb (N) 19945,8257Velocidade Máx. 248 kt 4020m 459 km/h 127,5Velocidade Cruz. 260 kt 480 km/h 133,333333Velocidade Stol 156 km/h 43,3333333Alcance 2776 km 2776000Teto de Serviço 7600 m 7600Razão de subida 10 m/s 10 4) NAL SARASCrew+Pax 16 17259,704Comprimento 15,02 15,02Envergadura 14,7 14,7Altura 5,2 5,2Carga Total 1232 kgf (N) 12081,7928MTOW 7100 kgf (N) 69627,215PowerPlant 2 motores PT6A 634 kW cd (W) 1268000Velocidade Máx. 550 km/h 152,777778 m/sAlcance 1940 km 1940000 mTeto de Serviço 7500 m 7500Autonomia 6 h 21600 seg
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5) DORNIER 328-110Crew+Pax 36 36Comprimento 21,11 21,11Envergadura 20,98 20,98Altura 7,24 7,24Área Alar 40 m2. 40Peso Vazio 8920 kgf 87475,318Carga máx. 3450 kgf 33832,9425MTOW 13990 kgf 137195,034Velocidade Máx. 620 km/h 172,222222Alcance 1850 km 1850000Teto de Serviço 9455 m 9455 6) EMBRAER EMB-120 BRASÍLIACrew+Pax 33 33Comprimento 20 m 20Envergadura 19,78 19,78Altura 6,35 6,35Área Alar 39,4 m2 39,4MTOW 11990 kgf 117581,734 NPowerPlant 2 motores PW118 1340 kW cd 2680000 WVelocidade Máx. 620 km/h 172,222222 m/sVelocidade Cruz. 555 km/h 154,166667 m/sAlcance 1428 km 1428000Teto de Serviço 9756 m 9756Distância de Decolagem 1100 m 1100 7) HANDLEY PAGE JETSTREAM 31Crew+Pax 21 21Comprimento 14,37 m 14,37Envergadura 15,85 15,85Altura 5,32 5,32Área Alar 25,2 m2. 25,2 m2.Airfoil NACA 63A418 root 63A412 tipPeso Vazio 4360 kgf 42756,994 NMTOW 6950 kgf 68156,2175 NPowerPlant 2 motores TPE331-10 701 kW cd 1402000 WVelocidade Máx. 488 km/h 135,555556 m/sVelocidade Cruz. 426 km/h 118,333333 m/sVelocidade Stol 159 km/h 44,1666667 m/sAlcance 1260 km 1260000 mTeto de Serviço 7620 m 7620Razão de Subida 10,6 m/s 10,6Carga Alar : W/S 276 kgf/m2. 2706,6354 N/m2Pot/W 0,201 kW/kgf 20,4962959 W/N
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6.3 Determinação do Peso Bruto de Decolagem.
REQUISITOS Valores Médios
W crew/pax 21574,63 W crew/pax 27584,71 AR 8,029185
W payload 1961,33 W payload 22957,37 W e /W 0 0,122596
W e 55754,73 W f /W 0 0,070572
W f 32095,02 W payload /W 0 0,05048
W 0 /P ot 0,035984 SWING 35,34
P ot 1347105 W 0 44373,06Calculado
W 0 161461,7575 W 0 62642,57
Dados históricos
3.3 - Estimativa de Fração de Peso Vazio W e /W 0 (Apostila)