Desempenho e eficiência do motor aeronáutico a pistão

Os motores a pistão de quatro tempos, utilizados nas aeronaves leves atuais, foram inventados há 135 atrás, em 1876. Antes da introdução dos motores a reação, entre as décadas de 1940 e 1950, esses motores predominavam também na aviação militar e na aviação comercial.

Motor Continental IO-520

O motor ciclo Otto, de quatro tempos, em princípio, parece um verdadeiro trambolho tecnológico. Embora aperfeiçoado, é basicamente o mesmo motor de mais de um século atrás, mas continua a ser utilizado na grande maioria dos automóveis e aeronaves leves atuais. Por que?

Para utilização aeronáutica, o motor deve ter vários requisitos essenciais. Deve ser eficiente, de baixo custo, econômico em relação ao consumo de combustível e de despesas de manutenção, confiável, durável e capaz de produzir grande potência em relação ao seu peso.

No entanto, os motores a pistão não são, de forma alguma, máquinas eficientes, pois raramente conseguem converter mais de 25 por cento da energia contida no combustível em energia mecânica. Se comparado com um motor elétrico, por exemplo, que consegue converter quase 90 por cento da energia elétrica que consomem em energia mecânica, o motor a pistão é um grande desperdiçador de energia.

O motor a pistão funciona pela expansão dos gases produzidos na queima de um combustível, convertendo assim energia química em térmica, pela combustão, e energia térmica em energia mecânica, pela expansão dos gases.

Caso não houvesse perdas nesse processo, toda a energia química contida no combustível seria convertida em energia mecânica. Mas não é isso o que acontece. A potência que poderia ser obtida pelo motor, pela queima do combustível, sem nenhuma perda, é denominada potência teórica, e é impossível de se obter, na prática.

Para começar, nenhuma queima é realmente completa, algum combustível não queimado sempre vai restar nos gases de escapamento. Em segundo lugar, grande parte da energia térmica produzida pela queima simplesmente não vai ser convertida em energia mecânica. Por fim, grande parte da energia mecânica produzida vai ser novamente convertida em energia térmica pelo atrito interno no motor, ou consumida pelo próprio motor para acionar diversos acessórios, indispensáveis ao seu funcionamento.

A energia mecânica da expansão dos gases pode ser calculada, constituindo-se na chamada potência indicada. A fórmula simplificada para esse cálculo está abaixo:

Potência Indicada = (P x L x A x N x K)

                                           33.000

Onde:

P = Pressão efetiva média indicada, em PSI;

L = Comprimento do curso do pistão, em pés ou fração;

A = Área da cabeça do pistão ou da seção reta do cilindro, em polegada quadrada;

N = Número de tempos de potência por minuto, ou seja, a RPM dividida por 2 (há um tempo motor a cada 2 voltas do eixo de manivelas);

K = Número de cilindros.

Na fórmula acima, a área do pistão multiplicada pela pressão efetiva média indicada dá a força, em libras-força, que é aplicada sobre o pistão que, multiplicada pelo curso, em pés, dá o trabalho desenvolvido em um tempo de potência, em libras.pé, o qual, por sua vez, multiplicado pelo número de tempos de potência em um minuto, nos dá a potência produzida pela expansão dos gases.

Motor Bristol Hydra, raro motor radial de 16 cilindros

Uma vez que um HP é definido como sendo a potência produzida por 33.000 libras-pé por minuto, o total de libras.pé de trabalho produzido pelos cilindros do motor deve ser dividido por 33.000 para se obter a potência indicada, em HP.

Até aí, portanto, conseguimos obter a potência da conversão de energia térmica em mecânica dentro do motor. Sem contar que boa parte do combustível não foi queimada, temos que considerar que grande parte da energia térmica produzida não se converte em energia mecânica, e que mesmo a energia mecânica dos gases expandidos não é totalmente aproveitada. Daí, pode-se deduzir que grande parte da potência teórica, entre 40 e 45 por cento, será simplesmente jogada fora, através dos gases quentes do escapamento.

A potência indicada, por sua vez, também não é totalmente aproveitada, já que uma parte dela vai ser consumida para vencer os atritos internos e para acionar acessórios, como comandos de válvulas, bombas de óleo e de combustível, magnetos, geradores e outros dispositivos.

Motor Lycoming IO-540

A potência que se consegue obter no eixo da hélice, também conhecida como potência efetiva, é medidA experimentalmente por dispositivos denominados dinamômetros. Ao se usar um dinamômetro, se obtém o torque, uma grandez vetorial da física que significa uma força multiplicada pela braço de alavanca, para fazer girar um eixo. O cálculo da potência efetiva é então definido pela fórmula:

Potência Efetiva = 2 x π x Torque x RPM

                                 33.000

Portanto, depois de se conhecer tais cálculos, pode-se imaginar meios de aumentar a potência, a economia, ou os dois fatores juntos, o que resultaria em melhor eficiência, uma tarefa nada fácil.

Na maior parte das vezes, aumentar a potência do motor vai resultar em maior consumo de combustível, o qual é desproporcional, resultando quase sempre em piora da eficiência à medida em que se aumenta a potência.

O principal fator determinante da potência, em um motor aeronáutico, é a cilindrada, que pode afetar nada menos que três variáveis da fórmula do cálculo da potência indicada (L, A, K). É um fator tão importante que a maioria dos motores aeronáuticos é designada por sua cilindrada, em polegadas cúbicas.

Motor Ranger L440, de seis cilindros

Para aumentar a cilindrada, pode-se aumentar o diâmetro dos cilindros, aumentar o curso ou aumentar o número de cilindros. Qualquer um desses fatores, no entanto, tende a aumentar o peso e o tamanho do motor, ou a sua complexidade, caso se aumente o número de cilindros. Deve-se notar que cilindros pequenos são mais eficientes que os grandes.

Motor Pratt & Whitney R4360, de 28 cilindros

Para se aumentar a pressão efetiva média, pode-se aumentar a taxa de compressão do motor que, no entanto, é limitada pela qualidade do combustível utilizado. Outra solução é aumentar a pressão de entrada, utilizando-se compressores (blowers) ou turbocompressores. Outra opção disponível é aumentar o número de válvulas, ou o tempo de abertura delas, para admitir mais ar dentro do motor. Essas soluções, no entanto, têm a tendência de reduzir o torque em baixas rotações,  e pode tornar a marcha lenta do motor irregular, pela mistura entre gases de escapamento e ar/mistura de admissão.

A taxa de compressão, que resulta da razão entre o volume total do cilindro (cilindrada mais o volume da câmara de combustão, com o pistão no ponto morto alto), e o volume da câmara de combustão, no ponto morto alto, é um dos mais importantes fatores que influem tanto na potência produzida pelo motor quanto na eficiência da queima do combustível, e por consequência, na eficiência do motor em si.  Todavia, a taxa de compressão é limitada pela qualidade do combustível utilizado pelo motor. Taxas de compressão muito elevadas acabam por provocar a detonação da mistura ar-combustível antes que a vela de ignição dê a faísca, e isso é altamente danoso para o motor: resulta não somente em perda de potência, mas também em sobrecarga de esforço nos pistões e superaquecimento da câmara, o que vai, invariavelmente, provocar danos ao motor. Pode-se usar combustíveis com melhor poder antidetonante, como gasolina aditivada com chumbo tetraetlila, ou etanol, mas, de qualquer forma, sempre vai haver um limite prático para a taxa de compressão do motor. Motores de ciclo diesel, que podem usar taxas de compressão muito mais altas, pois admitem apenas ar, são, em consequência, muito mais eficientes.

Por fim, resta o recurso de aumentar a velocidade do motor, solução muito utilizada em motocicletas, por exemplo, mas que é inconveniente para os motores aeronáuticos, por necessitar de uma pesada caixa de redução para acionar a hélice, que tem limitações aerodinâmicas de velocidade.

Dentre as poucas soluções imaginadas para reduzir a perda de potência pelo escapamento, que drena mais de 40 por cento da potência que um motor poderia produzir, estão os "Turbo Compounds". Esses dispositivos consistem em turbinas, acionadas pelos gases do escapamento, que são acopladas ao eixo de manivelas por um conversor de torque hidráulico. Tal dispositivo pode realmente aumentar a potência do motor, sem aumentar o consumo de combustível, recuperando a potência perdida no escapamento.

Motor Wright R3350TC, com um dos Turbo Compound em primeiro plano

Os Turbo-Compound, quando foram introduzidos nos motores aeronáuticos Wright R3350 TC, causaram muitos problemas, no entanto. Esses motores foram utilizados nos últimos grandes aviões comerciais de motor a pistão, os Lockheed Super Constellation e Douglas DC-7, mas a tecnologia de materiais da época não era adequada ao uso de tais dispositivos, que muitas vezes falhavam catastroficamente, geralmente por superaquecimento. Foram praticamente abandonados, em favor do uso de motores a reação, e só recentemente os Turbo Compound voltaram a ser utilizados, não em motores aeronáuticos, mas sim em motores a diesel de caminhão.

Para demonstrar as perdas de potência em um motor a pistão turbocomprimido, vamos utilizar como exemplo um dos mais eficientes motores já construídos, o Rolls-Royce Merlin da década de 1940. A despeito de ser antigo, tal motor é considerado muito eficiente até mesmo pelos padrões de hoje:

Motor Rolls-Royce Merlin

Energia química do combustível (potência teórica): 5.410 HP;

Perdas:

1) Pelo escapamento: 2.790 HP (51,6%), sendo 2540 HP (47%) perdidos sob a forma de calor e energia mecânica, e 250 HP (4,6%) de energia química desperdiçada por produção de metano e monóxido de carbono pela combustão incompleta;

2) Perdas de calor da queima através do cilindro, absorvidas pelo sistema de refrigeração e pelo óleo, ou perdidas por irradiação direta: 660 HP (17,2%);

3) Potência absorvida pelo supercharger: 60 HP (1,1%);

4) Perdas mecânicas por atrito (reconversão de energia mecânica em térmica), ou para acionamento de acessórios: 300 HP (5,6%);

Potência efetiva, medida no eixo da hélice: 1.600 HP (29,6%)

A potência efetiva, ao se converter em tração, ainda sofre perdas, por atrito, viscosidade do ar e compressibilidade na hélice, equivalentes a cerca de 20 por cento da potência efetiva nas melhores hélices. No nosso exemplo, a potência útil ou tratora equivaleria a 1.280 HP.

Os cálculos acima foram feitos para a gasolina efetivamente queimada, não considerando, portanto, o combustível que entrou no motor e não foi consumido. Quando se usa mistura rica, há grande aumento de consumo, e mesmo com o uso de mistura pobre, uma certa quantidade de gasolina não será queimada.

Mesmo considerando a baixa eficiência dos motores a pistão, esses são bem mais eficientes que os motores a reação. Como os altamente eficientes, mas pesados, motores elétricos ainda não são praticáveis na aviação, exceto para algumas pesquisas experimentais, o motor a pistão ainda é a melhor opção para as aeronaves leves.

Vale dizer que os motores de ciclo Diesel são mais eficientes que os motores ciclo Otto,  e devem ser uma boa opção para se equipar a aviação leve, no futuro próximo.

XB-70 Valkyrie: Colisão no ar sobre o Deserto de Mojave

No final da década de 1950, na crescente corrida armamentista que estava sendo disputada entre os Estados Unidos e a União Soviética, não faltava dinheiro para financiar as mais extravagantes aeronaves já imaginadas pelos projetistas americanos.

XB-70 decolando

Uma das mais fantásticas aeronaves dessa época foi o North American XB-70 Valkyrie. Esse avião deveria ser o principal bombardeiro estratégico americano, e foi projetado para voar a Mach 3, a 70 mil pés, economicamente, com alcance de combate de quase 7 mil Km, carregando armas nucleares.

XB-70 em Edwards

Naquela época, as única armas eficazes contra os bombardeiros eram os caças supersônicos, e a velocidade e a altitude projetadas para o XB-70 o colocavam virtualmente fora de alcance, mesmo dos mais poderosos caças da época.

Infelizmente para o XB-70, na mesma época foram desenvolvidos os mísseis terra-ar de grande altitude, que acrescentaram um grande risco adicional aos bombardeiros, mesmo os mais velozes. O desenvolvimento dos mísseis balísticos intercontinentais também acrescentou outra variável na equação, pois as armas nucleares podiam ser disparadas à distância, de silos em terra ou de submarinos nucleares, sem necessidade de caros bombardeiros tripulados.

Na verdade, o golpe de misericórdia no projeto do XB-70 foi o seu altíssimo custo de desenvolvimento, considerado injustificável pelo Presidente John Kennedy. O Departamento da Defesa cancelou o programa XB-70 em março de 1961, e os planos de uma grande frota de bombardeiros voando a Mach 3 foram definitivamente engavetados. Todavia, isso não significava o fim do avião.

O projeto do XB-70 era avançado e revolucionário demais para ser desprezado. Durante os anos 60, pesquisas no campo da aerodinâmica e de propulsão a jato tornavam viável a possibilidade de transportar passageiros a velocidades supersônicas. Americanos, russos e europeus travaram então uma competição para lançar o primeiro avião comercial supersônico.

O XB-70, desprezado como arma militar antes de chegar a voar, acabou se tornando uma aeronave de pesquisa para o voo em velocidade supersônica.

Mesmo sob a ótica atual, 50 anos depois, o XB-70 era uma aeronave extraordinária, sob qualquer ponto de vista. Com peso máximo de decolagem de 250 toneladas, tinha seis motores GE YJ-93 de 19.900 lbf de empuxo, 28.800 lbf com pós combustão. Com 177 toneladas de combustível, carregadas internamente, podia voar quase 7 mil Km e voltar, sem reabastecer. Sua velocidade máxima era de Mach 3,1, 3.300 Km/h, e o teto de serviço podia chegar a 77 mil pés.

Mesmo com o programa de bombardeiros cancelado, o governo americano financiou a construção de 2 protótipos pela North American, que foram destinados à NASA, para trabalhos em conjunto com a USAF. O primeiro deles voou em 21 de setembro de 1964. O segundo protótipo voou pouco tempo depois.

No dia 8 de junho de 1966, o segundo protótipo, o AV-2, USAF S/N 62-0207, estava escalado para voar pela 46ª vez. O local era a Base Aérea de Edwards, no Deserto de Mojave, na Califórnia. A missão destinava-se a avaliar o estrondo sônico, um terrível subproduto do voo supersônico e um dos principais entraves a superar para tornar viável o voo comercial acima da velocidade do som. 

O XB-70 decolou às 07:15 da manhã de Edwards. A missão era quase rotineira, mas nesse voo em especial, a USAF autorizou o voo em formatura do XB-70 com outras aeronaves, depois que os voos de pesquisa programados terminassem.

Um desses aviões era um Learjet 23 civil, alugado pela General Eletric, fabricante dos motores do XB-70. Era uma missão fotográfica, com finalidades publicitárias. Os outros eram um Northrop T-38 Tallon e um Lockheed F-104 Starfighter da USAF, que escoltaram, pelo menos enquanto puderam, o XB-70 nas missões supersônicas. Outros aviões se alternavam na formação.

Como o Learjet não tinha desempenho suficiente para poder acompanhar o XB-70 e os outros aviões militares em grande altitude, a formação inteira desceu para 20 mil pés, para possilitar a missão fotográfica numa velocidade razoável.

Os aviões voavam em formação cerrada, bem próximos, no céu límpido acima do deserto. O F-104, comandado pelo experiente piloto Joe Walker, voava pouco acima do XB-70. Walker já tinha acompanhado 8 missões do XB-70. Era muito experiente, e detentor de recordes mundiais, à época, como o de maior altitude, 354.200 pés, e velocidade, 6.605 Km/h, no programa experimental do avião-foguete X-15.

Subitamente, no entanto, ocorreu o desastre. O F-104 de Walker colidiu com a empenagem do XB-70, arrancando suas duas derivas. Rolando para a esquerda, chocou-se com a asa do XB-70 e partiu-se em dois. Tudo isso ocorreu em exatos 2,8 segundos.

Logo após a colisão com o XB-70, o F-104 se desfaz em chamas

Walker era curioso, uma das qualidades que o fizeram um bom piloto de testes. Mas sua curiosidade pode ter sido mortal nesse dia. Ao se aproximar demais do XB-70, para observar alguma coisa, tocou-o de leve, mas o suficiente para perder o controle e colidir.

O XB 70 mortalmente ferido, mas ainda voando após o impacto

O piloto do XB-70, Al White, ouviu pelo rádio que houvera uma colisão. A princípio, poderia ter pensado que não era com o seu avião. O XB-70, apesar de mortalmente ferido, ficou estável por incríveis 16 segundos, como se nada houvesse acontecido.

Como vova muito mais rápido e muito mais alto que qualquer aeronave então experimentada, o XB-70 não tinha assentos ejetáveis, como qualquer aeronave militar de alto desempenho. Tais dispositivos não seriam simplesmente capazes de garantir a sobrevivência dos pilotos, nesses limites extremos de velocidade e altitude. Ao invés, o XB-70 era equipado com cápsulas de escape, que garantiam proteção nessas situações.

O XB-70 finalmente se rendeu aos seus ferimentos mortais, e rolou violentamente para a direita. Ficou invertido e com o nariz para baixo, depois voltou para a posição normal e com o nariz para cima. Por fim, precipitou-se em direção ao solo em parafuso.

O piloto Al White ficou quase imobilizado em seu assento pela força centrífuga. Pouca coisa havia a fazer, a não ser ejetar.

Para se ejetar do XB-70, eram necessárias apenas duas providências por parte dos pilotos: primeiro, puxar um dos punhos amarelos, ou ambos, que ficavam nos braços dos assentos. Depois, apertar um gatilho existente no punho esquerdo, ou do punho direito, ou ambos.

O primeiro movimento empurrou White violentamente para trás, em direção ao alojamento do cápsula de ejeção, e apertou-o firmemente com os cintos de quatro pontos. Seus pés foram empurrados para trás por outro dispositivo, acionando a carga explosiva que fechava a porta da cápsula de ejeção.

No entanto, o  cotovelo direito de White ficou preso na articulação da porta, que não se fechou totalmente. Cerca de 15 cm do seu cotovelo dobrado ficaram para fora da cápsula. Com as mãos imobilizadas pelos dispositivos automáticos, White não pode fazer quase nada para se livrar. A folga entre a cápsula e a estrutura do avião era de apenas 10 cm, e White podia ter seu cotovelo decepado se tivesse ejetado nesse momento.

Enquanto o XB-70 caía, White dolorosamente conseguiu puxar o cotovelo para dentro e se ejetou. O Major Carl Cross, o copiloto do XB-70, parecia atrapalhado com alguma força ou coisa no avião, e jamais chegou a acionar sua cápsula de ejeção.

O impacto do XB-70 no deserto

As desventuras de Al White, mesmo que já ejetado, ainda não haviam terminado. As portas da cápsula de ejeção não estavam fechadas, uma vez que as cargas explosivas que faziam essa ação já tinham sido disparadas, e as portas abertas estavam impedindo o funcionamento de outro dispositivo de segurança, que amortecia o impacto com o solo, uma espécie de colchão inflável. Mesmo com paraquedas, o impacto da cápsula com o solo era considerável.

A despeito dos esforços de White, a cápsula de ejeção chocou-se com o solo com um impacto de 30 G. A maior parte dos seus órgãos internos, especialmente da parte inferior do corpo, pararam de funcionar. White ficou semanas no hospital, mas depois recuperou-se totalmente.

O Major Cross, copiloto do XB-70, foi encontrado nos destroços fumegantes do avião. Ele não conseguiu sequer iniciar os procedimentos de ejeção. Joe Walker, piloto do F-104, foi encontrado nos destroços do  seu avião, decapitado, a 16 Km do local do impacto do XB-70. Jamais pode ser determinado, com certeza, o que fez o F-104 colidir com o XB-70. O vórtice aerodinâmico criado pelas derivas do XB-70 pode ter desestablizado o F-104 a ponto de provocar a colisão, mas é certo que Walker não deveria ter se aproximado tanto.

O XB-70 pousando em Dayton, Ohio

O programa de testes do XB-70 não foi interrompido com o acidente. Os voos com o primeiro protótipo continuaram em Edwards até 1968. Essa aeronave fez um total de 83 voos e o programa de pesquisa resultou em ensinamentos que são úteis até hoje, 45 anos depois do acidente em Edwards. Em 4 de fevereiro de 1969, o XB-70 remanescente fez seu útlimo voo, para o Museu da USAF em Dayton, Ohio, onde se escontra exposto até hoje.

Quanto tempo dura um avião comercial?

Responder à essa pergunta não é simples. Sendo uma máquina muito cara, obviamente uma aeronave deve durar muito tempo, para dar o melhor retorno financeiro possível ao seu operador. Todavia, ao final de muitos anos, ou algumas décadas, o seu fim, certamente, chegará.

Aeronaves retiradas de serviço sendo desmontados em Marana, Arizona

O fabricante de uma aeronave, desde a fase de projeto, estima um limite de vida útil de suas aeronaves. Vários ítens, como estruturas, segurança, economia e exigências legais, influem na determinação da durabilidade de uma aeronave comercial.

A durabilidade da estrutura da aeronave é um fator fundamental para se estabelecer a sua vida útil. Uma aeronave sofre muitos tipos de esforços quando está em operação: pousos, turbulências, acelerações (fator carga), pressurização e despressurização, manobras, e outros.

A estrutura é feita para suportar tais esforços, mas não vai poder suportá-los para sempre, há um limite prático para isso.

Após décadas de uso, o desmonte

Os engenheiro que projetam uma aeronave sabem que tipo de operação a aeronave vai fazer, as características do material de que é construída, os esforços que vai sofrer e podem estimar quanto tempo a aeronave pode voar sem sofrer reparos maiores. Mas os engenheiros sabem também que nenhuma máquina dura eternamente, e que vai chegar a um ponto no qual os reparos serão, tecnicamente ou economicamente, inviáveis.

Velha fuselagem repleta de reforços estruturais

A estrutura de uma aeronave sofre danos, durante o uso, que comprometem seu desempenho e segurança com o decorrer do tempo. Entre os principais problemas que afetam as estruturas, dois merecem destaque especial, a fadiga de material e a corrosão.

A fadiga é um processo físico, decorrente de esforços repetitivos no material. Se uma pessoa pegar um pedaço de arame de aço, por exemplo, e dobrá-lo repetidas vezes, ele vai se quebrar. O mesmo pode acontecer com todas as peças metálicas e algumas não metálicas dos aviões.

Dano típico em um componente causado por fadiga

As partes estruturais de um avião mais sujeitas à fadiga são as longarinas das asas, as estruturas de apoio dos trens de pouso e as fuselagens pressurizadas.

Linha das janelas reforçada por chapas sobrepostas em um Boeing 737

As longarinas das asas são um ótimo exemplo do efeito de fadiga de material, já que, enquanto o avião está voando, as asas sustentam o peso do avião, e enquanto o avião está no solo, é o avião que sustenta o peso das suas asas. São esforços de flexão em sentidos opostos, que se repetem a cada voo que o avião faz. Como as peças que suportam esses esforços da asa são as longarinas, elas estão sujeitas à fadiga depois  de um certo tempo de operação.

Lockheed C130 perdendo as asas por falha das longarinas

Embora o tempo no qual a fadiga das longarinas ocorre seja previsto pelos engenheiros, às vezes ocorre falha prematura, e com resultados catastróficos. Falhas prematuras ocorrem geralmente por carga excessiva, ultrapassagem de limites operacionais de velocidade ou manobra e operação em condições não previstas pelos fabricantes, mas podem ocorrer também em condições normais de voo, por erro dos projetistas ou por deficências de material.

Um grande reforço estrutural, logo abaixo da porta

Substituição ou reparo de longarinas afetadas por fadiga são procedimentos extremamente dispendiosos, e muito raramente são viáveis economicamente, o que condena a célula inteira para o uso e força a retirada definitiva de serviço da aeronave.

A fadiga nas fuselagens pressurizadas ocorre com muita frequência, pois uma aeronave comercial é pressurizada e despressurizada a cada voo, causando esforços em milhares de peças que compõem a fuselagem. É natural que ocorra fadiga, especialmente em aeronaves de voo doméstico ou regional, que pousam e decolam várias vezes no mesmo dia.

Reforço estrutural sendo aplicado em uma aeronave

A fadiga na fuselagem causada pela pressurização é tão relevante que as aeronaves comerciais possuem limites de operação por ciclos de voo, e não por horas de operação. Cada ciclo corresponde a uma decolagem, um voo e um pouso, correspondendo a uma pressurização e a uma despressurização da cabine. 

DC-10 sendo desmontado. Reparem nos reforços aplicados ao longo do tempo

Uma aeronave de porte médio, como um Boeing 737 ou um Airbus A320, por exemplo, terá um número de ciclos muito mais próximo ao número de horas de voo do que um jato grande, como um Boeing 747, que faz voos de muitas horas em rotas internacionais. Teoricamente, a fadiga por pressurização deveria ser muito maior nas aeronaves de porte médio mas, como as deformações na fuselagem, resultantes da pressurização na cabine, são maiores nas aeronaves de grande porte, essas sofrem mais fadiga por ciclo que uma de porte médio.

reforços estruturais aplicados em grande quantidade em uma aeronave Boeing 737-300

Como, em geral, cada ciclo corresponde a um pouso completo, a fadiga nas estruturas que suportam os trens de pouso também é maior nas aeronaves de porte médio. Por isso, os projetistas colocam estruturas reforçadas nesse tipo de aeronave, para evitar que danos de reparo dispendioso encurtem a vida útil do avião.

Chapa de alumínio totalmente contaminada pela corrosão

Além da fadiga de material, outro grande fator limitador da vida útil do avião é a corrosão. A corrosão é um processo químico que afeta especialmente as estruturas metálicas, mas que pode atingir qualquer tipo de material, incluindo composites, plásticos, borrachas e equipamentos eletrônicos.

Corrosão intergranular em uma peça de aço inoxidável

A corrosão dos metais é a transformação desses em outros compostos, em geral óxidos, por exposição direta ao ar ou por processos eletroquímicos ou eletrolíticos. Essa transformação degrada os metais e suas ligas e diminuem drasticamente a sua resistência mecânica.

Corrosão intergranular em uma liga de alumínio

Embora as superfícies metálicas dos aviões sejam protegidas por pintura, anodização ou  produtos químicos, com a passagem do tempo essa proteção perde a eficiência e as estruturas podem sofrer corrosão, comprometendo a sua vida útil. Como ligas de alumínio podem sofrer corrosão em sua estrutura molecular interna, a chamada corrosão intergranular, o risco de ocorrer falhas catastróficas é grande em aeronaves mais antigas e/ou expostas a condições adversas, como atmosfera salina e úmida, por exemplo.

A corrosão intergranular, uma das formas mais destrutivas de corrosão, não é exclusiva das ligas de alumínio, pois ocorre também com o ferro e o aço, inclusive o aço inoxidável.

Resgate dos passageiros do Boeing 737 da Aloha

Um exemplo clássico de acidente relacionado tanto com a fadiga quanto com a corrosão foi o ocorrido com o Boeing 737-200 matriculado N73711, que fazia o voo 243 da Aloha Airlines em 28 de abril de 1988. Essa aeronave perdeu grande parte da fuselagem, na parte dianteira da cabine de passageiros. Apesar do grande dano, os pilotos conseguiram pousar a aeronave no Aeroporto de Kahului, no Havaí. O nariz baixou 5 graus, os cabos de comando ficaram quase travados, mas o pouso foi bem sucedido. Uma comissária, Clarabelle Lansing, estava recolhendo o serviço de bordo e acabou sendo sugada para fora do avião. Foi a única vítima fatal, mas 65 passageiros acabaram sofrendo ferimentos médios e leves.

O pesado dano no Boeing 737 da Aloha

O Boeing da Aloha foi sucateado. A falha fatal foi consequência tanto da corrosão marítima quanto da fadiga. O avião tinha nada menos que 89 mil ciclos, voados em geral a baixa altura acima do oceano no arquipélago do Havaí, uma atmosfera altamente salina e corrosiva. Foi uma combinação fatal, mas que deixou grandes ensinamentos.

Quando uma aeronave vai ficando mais velha, torna-se necessário executar custosas e demoradas inspeções e reparos nas partes danificadas. É usual reforçar o revestimento da fuselagem, por exemplo, com chapas sobrepostas às chapas danificadas, o que resolve o problema, mas cria outro, pois acrescenta mais peso ao avião.

Aeronaves muito antigas podem ter sua capacidade de carga e de passageiros reduzida, devido ao peso dos reforços estruturais e reparos introduzidos na estrutura, ao longo da sua vida útil.

Grande número de reforços em um Boeing 747 desativado, hoje em um museu

O resultado prático do envelhecimento do avião é o custo cada vez mais alto de manutenção e a disponibilidade para o voo cada vez menor. Embora isso possa ser parcialmente compensado por preços de aquisição ou de leasing menores, chegará certamente a hora em que a empresa não mais conseguirá manter a aeronave em operação.

Exigências legais e ambientais também podem trazer problemas para manter aeronaves antigas em voo, assim como Diretrizes de Aeronavegabilidade (AD - Airworthiness Directives) emitidas pelos fabricantes. Se o custo de se modificar ou reparar a aeronave, para que a mesma se adeque aos requisitos legais ou para cumprir  ADs, for muito elevado, certamente compensará mais desmontá-la para aproveitamento de componentes ou vendê-la como sucata.

Uma preocupação adicional com as velhas aeronaves veio com o acidente do voo TWA 800. Essa aeronave era um velho Boeing 747, que explodiu no ar após decolar de Nova York, sem qualquer aviso, em 1996. O acidente foi causado pela explosão do tanque central, que estava quase sem combustível. O tanque, superaquecido pelas packs do sistema pneumático, estava repleto de vapor altamente inflamável, e uma faísca elétrica, resultante de cabos com isolamento corroído, provocou uma explosão catastrófica. Verificou-se, depois, que poderiam haver de 220 a 2.000 fissuras nos cabos elétricos de uma aeronave tão antiga quanto o 747 da TWA, que tinha 26 anos de operação. Isso era devido à corrosão do revestimento dos cabos.

Fuselagem do Boeing 747 da TWA, reconstruída depois do acidente, durante as investigações

O acidente do voo TWA 800 provocou imediata reação das autoridades, fabricantes e operadores de aeronaves, que passaram a considerar o cabeamento elétrico com mais atençao, em seus programas de manutenção dos chamados "jatos geriátricos".

Com o crescente desenvolvimento de motores mais econômicos e mais silenciosos, equipamentos eletrônicos de navegação, comunicação e gerenciamento de voo mais avançados, torna-se vantajoso para a maioria das empresas substituir as aeronaves mais antigas, exceto se a capacidade financeira da empresa não puder suportar os custos de aquisição ou leasing mais altos de uma aeronave nova.

Passageiros geralmente não gostam de voar em aeronaves antigas, e o destino de muitos aviões bem voados é ser convertido para levar carga. Voos de carga são rentáveis e  não sofrem tantos prejuízos por atrasos e cancelamentos quanto os voos de passageiros.

Airbus A300 sendo convertido em cargueiro. Notem os reforços aplicados na fuselagem, em verde

A retirada de serviço e o desmonte da aeronave pode ocorrer prematuramente. O principal motivo para isso é o alto valor dos motores e outros componentes que, se retirados da aeronave e vendidos, podem render mais do que o valor da aeronave inteira. Uma aeronave Boeing 777-200, que voou pela British Airways como G-ZZZE e pela Varig como PP-VRD, foi desmontada em 2007, em Walnut Ridge, Arkansas, USA, pois era de um modelo de curto alcance, com mercado restrito, e que valia mais em componentes do que inteira. Tinha apenas 11 anos de uso quando foi desmontada.

Fuselagem do primeiro Boeing 777 a ser desmontado, em Walnut Ridge, Arkansas

A retirada prematura de serviço de aviões comerciais pode acontecer também em razão de evoluções tecnológicas. Um exemplo bem claro disso aconteceu no início da década de 1960, quando os grandes aviões a pistão de voo internacional, como os Lockheed Super Constellation e Douglas DC-7, foram substituídos pelos jatos. Grandes demais para serem utilizados como aviões domésticos, tiveram vida útil extremamente curta, de cinco anos ou até menos.

Em geral, a vida útil prevista para uma aeronave construída hoje é de cerca de 30 anos. É bem maior que a prevista para aeronaves mais antigas, e pode ser prorrogada no futuro. Afinal, algumas aeronaves antigas tiveram uma sobrevida muito longa, durando muito mais tempo que o previsto pelos projetistas. São exemplos de aeronaves longevas os Boeing 707, 727 e 737, e os Douglas DC-8. Alguns exemplares já passam dos 40 anos de uso e ainda permanecem em serviço.

Kuznetsov NK-12: o mais poderoso motor turboélice da história

Os motores turboélices foram desenvolvidos praticamente ao mesmo tempo que os motores turbojatos, e ainda hoje são muito utilizados em aeronaves comerciais regionais, aeronaves executivas e em alguns aviões de transporte militar.

No auge do seu desenvolvimento, na década de 1950, o que tornava esses motores mais atraentes era o fato de terem um menor consumo específico que os motores turbojatos. Em contrapartida, tinham como desvantagens a maior complexidade mecânica, maior peso e as limitações aerodinâmicas das hélices.

Um motor NK-12 em um museu na Finlândia

Na antiga União Soviética, no entanto, os motores turboélices tiveram um destaque que jamais chegaram a obter no Ocidente.

Em 1945, no final da Segunda Guerra Mundial, os soviéticos capturaram, como prisioneiros de guerra, vários engenheiros e cientistas alemães envolvidos em projetos de motores a reação. Os alemães estavam muito à frente dos aliados no desenvolvimento de aeronaves e motores a jato e, de fato, foram os únicos combatentes da Segunda Guerra a utilizar tais equipamentos em missões reais durante o conflito.

Em 1946, no início da Guerra Fria, os soviéticos montaram, às margens do Volga, a 30 de Kuibyshev (no atual Oblast de Volgogrado), dois Escritórios de Projetos (Os OKB, em russo Опытное конструкторское бюро, ou Escritório de Desenho Experimental), liderados por dois projetistas alemães capturados, Scheibe (líder do OKB-1) e Prestel (líder do OKB-2).

Esses OKB eram constituídos de projetistas alemães capturados, provenientes, na maior parte, da antiga Junkers, e por soviéticos. A finalidade era desenvolver motores turbojatos derivados dos motores alemães Jumo 004 e BMW 003, os mais avançados motores aeronáuticos do seu tempo. Em 1947, os dois OKB já empregavam 2500 pessoas, incluindo 662 especialistas alemães.

A política soviética, no entanto, ditava as regras. Em dezembro de 1946, foi apresentada aos OKB um grande desafio: desenvolver um motor turboélice de grande potência.

Os soviéticos estavam preocupados, então, com os seus aviões estratégicos. O melhor desses aviões era, então, o Tupolev Tu-4, uma cópia do bombardeiro americano Boeing B-29, projetado a partir de um processo de engenharia reversa de uma aeronave americana, internada em Vladivostok durante a guerra. Mas esse avião estava sendo rapidamente superado pelos aviões americanos Convair B-36, de alcance muito maior.

Um Tupolev Tu-4 modificado

Os soviéticos também sabiam que os americanos desenvolviam bombardeiros a jato, os projetos North American XB-45, Convair XB-46 e Boeing XB-47. Todavia, muitas objeções pairavam sobre as aeronaves equipadas com turbojatos. A principal era o alcance, fundamental para se obter poder sobre os "inimigos" americanos. Os turbojatos se caracterizavam pelo enorme consumo e pela baixa eficiência, e as técnicas de reabastecimento em voo ainda eram incipientes, na época.

O uso de motores turboélices oferecia uma alternativa interessante. Mais econômicos, poderiam dar maior alcance a um bombardeiro estratégico, pelo menos 10 por cento maior que um jato, o que podia significar um alcance de 2.000 Km a mais. Os soviéticos acreditavam, também, que motores desse tipo poderiam impulsionar aeronaves velozes, que voassem racionalmente entre 600 a 900 Km/h, velocidade muito superior que a das aeronaves a pistão e praticamente equivalente à dos jatos então em desenvolvimento.

Scheibe e Prestel desenvolveram, em 1947, alguns turboélices a partir dos turbojatos Jumo 004 e BMW 003, que ficaram conhecidos como Jumo 012 e BMW 018. O requisito oficial era de que os motores oferecessem potência entre 4.000 e 4.500 HP e que pudesse impulsionar um avião a 800 Km/h.

O progresso foi rápido, depois disso. Outros modelos, como os -22, -28 e -0032S, foram criados, com potência sempre crescente. Finalmente, em 1949, os dois OKB foram fundidos para desenvolver o modelo mais promissor, o -22, agora sob a direção de Nikolay Kuznetsov, já experiente na produção de turbojatos, derivados do motor Jumo 004.

Os maiores problemas relativos aos motores turboélices foram sendo resolvidos, rapidamente. O maior desses problemas era dispor de uma hélice capaz de absorver grande potência, sem ter diâmetro muito grande e nem ter pás muito largas. O diâmetro limita a hélice em velocidade, pois as pontas das pás, ao girar em velocidade supersônica, perdem grande parte da sua eficiencia. Uma corda (largura) muito grande da pá gera muito arrasto e desperdiça potência excessiva.

A solução foi encontrada na forma de duas massivas hélices contra-rotativas coaxiais, de 4 pás cada uma. Hélices contra-rotativas coaxiais eram comuns em uso náutico, especialmente em torpedos, mas não eram muito usuais na aviação. Foi uma boa solução, mesmo tendo desvantagens como a complexidade mecânica e o aumento de peso do conjunto motopropulsor.

Outro problema foi aproveitar o máximo possível da energia de expansão dos gases. Esse deveria ser o principal fator, pois aproveitar mais energia térmica significa maior economia, maior autonomia e maior alcance das aeronaves. A solução foi usar vários estágios de turbina, progressivamente maiores, para aproveitar toda a pressão disponível dos gases queimados em expansão.

O motor TV-2 (Turboélice-2), do OKB Kuznetsov, foi o primeiro a utilizar a hélice contra-rotativa. Mas os políticos vieram com um novo desafio: precisavam agora de um motor de nada menos que 12 mil HP, para um novo bombardeiro estratégico, o Tupolev Tu-95, então na fase de projeto.

Inicialmente, o OKB Kuznetsov propôs acoplar dois TV-2 numa caixa de redução e uma hélice em comum, mas o resultado foi pífio e pouco confiável. Uma pane na caixa de redução acabou provocando um acidente com um dos protótipos do Tu-95. Concluiu-se ser necessário projetar um novo motor.

O OKB Kuznetsov projetou então um novo motor. O número de estágios de turbina foi aumentado para cinco. Para suportar maior temperatura de entrada na turbina, o que significa melhor aproveitamento de potência, as turbinas foram construídas com uma nova liga metálica, não ferrosa, constituída principalmente por níquel e cromo, com adições de outros metais como cobalto, titânio e alumínio. Tal liga é conhecida, e registrada comercialmente, no Ocidente, como Nimonic.

Para minimizar as perdas de pressão, colares de vedação foram colocados nos estatores para minimizar a folga radial nas turbinas, e as palhetas eram ocas, para melhorar sua refrigeração. A caixa de redução coaxial para a hélice foi aperfeiçoada e simplificada, diminuindo a possibilidade de falhas.

O resultado desse trabalho foi designado como TV-12. Foi o último trabalho a contar com a colaboração dos especialistas alemães. Na bancada de testes, o motor apresentou um consumo específico muito melhor que o seu antecessor TV-2.

Um avião Tu-4 foi modificado para servir de bancada de testes em voo do TV-12. O turboélice substituiu o motor radial 3, o interno do lado direito da aeronave. O piloto de teste desse avião era Nyuthkov, assistido pelo engenheiro Kantor. Os voos foram executados em 1954.

O novo motor foi incorporado ao segundo protótipo do Tupolev Tu-95 em fevereiro de 1955, substituindo os motores duplos acoplados TV-2 (chamados de 2TV-2F). O resultado foi excelente. O avião entrou em produção em janeiro de 1956, e o motor, então com 12 mil SHP e redesignado como NK-12, finalmente entrou em produção seriada.

O NK-12 provou ser uma máquina realmente econômica, e extremamente confiável. Em termos de construção, o motor tem 14 estágios de compressor axiais, 12 câmaras de combustão canulares, e cinco estágios de turbina, em um único eixo que gira tanto os compressores quanto a hélice. O carretel turbina-compressores tem rotação máxima de 8.300 RPM, correspondente a 750 RPM da hélice, com redução de 11:1.

Os compressores possuem eficiência de 0,88, e as turbinas, de 0,94, os mais eficientes até hoje em qualquer motor a reação. Para manter um fluxo adequado de ar e evitar o estol dos compressores, foram instaladas IGV (inlet guide vanes - alhetas guias de entrada) de ângulo variável, além de 5 válvulas de bypass acionadas hidraulicamente, que permitem o escoamento do ar excedente e que começam a fechar quando a rotação do motor atinge 7.900 RPM.

A taxa de compressão varia entre 9:1 e 13:1, dependendo da altitude, e é controlada tanto pela variação do ângulo das IGV quanto pelas válvulas bypass.

 

As hélices AB-60K são duas, instaladas coaxialmente, e giram em direções opostas, a dianteira em sentido horário e a traseira em sentido anti-horário, vistas de trás, no sentido do voo. O conjunto da hélice pesa 1.155 Kg, e o diâmetro é de 5,6 metros, o que exigiu a instalação, no Tupolev Tu-95, de enormes pernas do trem de pouso para garantir o afastamento das pás do solo. O passo é automático, a velocidade do motor é controlada eletronicamente, e as pás são embandeiráveis. O sistema de degelo é operado por resistência elétrica.

Os motores NK-12M iniciais foram desenvolvidos ao decorrer do tempo, para gerar mais potência, passando de 12.000 iniciais para 14.795 SHP nos NK-12MV e 15.000 SHP nos NK-12MA. São, portanto, os mais potentes motores turboélices até hoje construídos, superando os mais modernos motores atuais, como o motor ucraniano Progress D-27, de 14.000 SHP (que aciona um conjunto incomum de três hélices coaxiais) e o Europrop TP-400 do Airbus A400, que produz 11.000 SHP. As hélices do NK-12 movimentam uma massa de ar de 65 Kg/s.

As hélices do An-22 Antei

O consumo específico do motor NK-12, de 0,360 lb/hp-hora, é bem inferior ao consumo de motores turboélices da mesma geração, como os americanos Allison 501A, de 4.100 HP e consumo específico de 0,490 lb/hp-hora, ou mesmo de motores bem mais modernos.

A grande potência fornecida pelos NK-12 deu um desempenho espetacular para o avião ao qual inicialmente foi destinado, o Tupolev Tu-95.

Com um peso vazio de 90 toneladas e MTOW (Maximum Take-off Weight - Peso Máximo de Decolagem) de 188 toneladas, essa poderosa aeronave alcança velocidade máxima de 920 Km/h, tem uma razão de subida inicial de 2.000 pés por minuto e tem teto de 45.000 pés.

Se comparado ao seu mais direto rival, o Boeing B-52H americano, o Tu-95 é 50 Knots mais lento, tem raio de ação equivalente e MTOW pouca coisa menor que o do B-52, que é de 220 toneladas. Devemos lembrar, no entanto, que o B-52H também é uma aeronave excepcional, e que possui nada menos que 8 motores turbofans de 17.000 lbf de empuxo cada um, contra os 4 turboélices do Tu-95.

Um dos poucos An-22 ainda em serviço em 2011

Outras aeronaves utilizaram os motores Kuznetsov NK-12, como o grande transporte Antonov An-22 "Antei", o maior avião turboélice já produzido, e o avião comercial Tupolev Tu-114, que durante a década de 1960 foi o maior avião comercial em operação no mundo. Essa aeronave já foi objeto de um artigo exclusivo nesse blog.

Tupolev Tu-114 comercial

O NK-12 também equipou o ekranoplano russo A-90 Orlyonok, uma aeronave de transporte de "efeito solo", que não é uma aeronave convencional, pois só pode voar rasante acima de uma superfície plana, geralmente água.

O ekranoplano Orlyonok

Os Kuznetsov NK-12 estão em serviço ativo até hoje, nas aeronaves Tu-95MS da Força Aérea Russa, o que comprova sua grande confiabilidade, durabilidade e economia.

A operação de um motor turboélice em altas velocidades, equivalentes às dos jatos comerciais atuais, envolve problemas inusitados. Mesmo girando na baixa velocidade de 750 RPM, as pontas das pás das hélices começam a atingir a velocidade do som a Mach 0,70, a velocidade mais econômica do Tu-95. Entretanto, como a maior parte da tração é fornecida pelas áreas das pás mais próximas ao cubo da hélice, essas permanecem eficientes até Mach 0,85.

As hélices supersônicas, no entanto, ainda que sejam eficientes, geram um ruído enorme. Os Tu-95 são talvez os aviões mais barulhentos da história, e diz a lenda que podem ser ouvidos até de dentro de submarinos mergulhados.