Hispanopedia WikiUna cámara de combustión es un componente o área de una turbina de gas , estatorreactor o estatorreactor supersónico donde tiene lugar la combustión . También se conoce como quemador , cámara de combustión o soporte de llama . En una turbina de gas, la cámara de combustión recibe aire a alta presión del sistema de compresión. La cámara calienta este aire a presión constante mientras se quema la mezcla de combustible y aire. Durante la combustión, la mezcla se calienta y se expande rápidamente. La mezcla quemada se expulsa de la cámara de combustión a través de los álabes guía de la tobera hacia la turbina. En el caso de los estatorreactores o estatorreactores supersónicos, los gases de escape se expulsan directamente a través de la tobera.
Una cámara de combustión debe contener y mantener una combustión estable a pesar de los caudales de aire muy elevados. Para ello, las cámaras de combustión se diseñan cuidadosamente para mezclar e encender primero el aire y el combustible, y luego añadir más aire para completar el proceso de combustión. Los primeros motores de turbina de gas utilizaban una sola cámara conocida como cámara de combustión tipo lata. Actualmente existen tres configuraciones principales: lata, anular y canular (también denominada tubo-anular). Los postquemadores suelen considerarse otro tipo de cámara de combustión.
Las cámaras de combustión desempeñan un papel crucial a la hora de determinar muchas de las características de funcionamiento de un motor, como la eficiencia del combustible , los niveles de emisiones y la respuesta transitoria (la respuesta a las condiciones cambiantes, como el flujo de combustible y la velocidad del aire).
Fundamentos
El objetivo de la cámara de combustión en una turbina de gas es agregar energía al sistema para alimentar las turbinas y producir un gas de alta velocidad que se expulsa a través de la tobera. Como ocurre con cualquier desafío de ingeniería, lograr esto requiere equilibrar muchas consideraciones de diseño, tales como:
- Queme completamente el combustible. De lo contrario, el motor desperdicia el combustible no quemado y genera emisiones indeseadas de hidrocarburos no quemados, monóxido de carbono (CO) y hollín.
- Baja pérdida de presión en la cámara de combustión. La turbina que alimenta la cámara de combustión necesita un flujo de alta presión para funcionar de manera eficiente.
- La llama (combustión) debe mantenerse contenida dentro de la cámara de combustión. Si la combustión se produce más atrás en el motor, las etapas de la turbina pueden sobrecalentarse y dañarse fácilmente. Además, a medida que las palas de la turbina se vuelven más avanzadas y capaces de soportar temperaturas más altas, las cámaras de combustión se diseñan para funcionar a temperaturas más elevadas, y algunas de sus partes deben diseñarse para soportar dichas temperaturas.
- Debería ser capaz de volver a encenderse a gran altitud en caso de que se apague el motor.
- Perfil de temperatura de salida uniforme. Si existen puntos calientes en el flujo de salida, la turbina puede sufrir estrés térmico u otros daños. Del mismo modo, el perfil de temperatura dentro de la cámara de combustión debe evitar los puntos calientes, ya que estos pueden dañarla o destruirla desde el interior.
- Tamaño y peso reducidos. El espacio y el peso son factores cruciales en las aplicaciones aeronáuticas, por lo que un combustor bien diseñado busca ser compacto. Las aplicaciones no aeronáuticas, como las turbinas de gas para la generación de energía, no se ven tan limitadas por este factor.
- Amplio rango de operación. La mayoría de las cámaras de combustión deben poder operar con diversas presiones de entrada, temperaturas y caudales másicos. Estos factores varían según la configuración del motor y las condiciones ambientales (por ejemplo, la aceleración máxima a baja altitud puede ser muy diferente a la aceleración en ralentí a gran altitud).
- Emisiones ambientales. Existen regulaciones estrictas sobre las emisiones de contaminantes como el dióxido de carbono y los óxidos de nitrógeno por parte de las aeronaves, por lo que las cámaras de combustión deben diseñarse para minimizar dichas emisiones. (Véase la sección de Emisiones a continuación).
Historia
Los avances en la tecnología de las cámaras de combustión se centraron en varias áreas distintas: emisiones, rango de operación y durabilidad. Los primeros motores a reacción producían grandes cantidades de humo, por lo que los primeros avances en las cámaras de combustión en la década de 1950 se dirigieron a reducir la producción de humo. Una vez que el humo se eliminó prácticamente por completo, en la década de 1970 los esfuerzos se centraron en reducir otras emisiones, hidrocarburos no quemados y monóxido de carbono (para más detalles, véase § Emisiones ). La década de 1970 también vio una mejora en la durabilidad de las cámaras de combustión; los nuevos métodos de fabricación mejoraron la vida útil del revestimiento casi 100 veces en comparación con los revestimientos anteriores (véase § Componentes ). En la década de 1980, las cámaras de combustión comenzaron a mejorar su eficiencia en todo el rango de operación; las cámaras de combustión tendían a ser altamente eficientes (>99 %) a plena potencia, pero esa eficiencia disminuía a menor potencia. El desarrollo durante esa década mejoró las eficiencias a niveles de potencia más bajos. Las décadas de 1990 y 2000 vieron un renovado enfoque en la reducción de emisiones, particularmente de óxidos de nitrógeno . La tecnología de combustión sigue siendo objeto de investigación y desarrollo, y gran parte de la investigación moderna se centra en mejorar los mismos aspectos. [ 3 ]
Componentes
- Caso
La carcasa es la cubierta exterior de la cámara de combustión y tiene una estructura bastante simple. Generalmente, requiere poco mantenimiento. [ 4 ] La carcasa está protegida de las cargas térmicas por el flujo de aire que ingresa, por lo que el rendimiento térmico no es una preocupación importante. Sin embargo, la carcasa actúa como un recipiente a presión que debe soportar la diferencia entre las altas presiones dentro de la cámara de combustión y la menor presión exterior. Esta carga mecánica (en lugar de térmica) es un factor determinante en el diseño de la carcasa. [ 5 ]
- Difusor
El propósito del difusor es reducir la velocidad del aire altamente comprimido proveniente del compresor a una velocidad óptima para la cámara de combustión. La reducción de la velocidad conlleva una pérdida inevitable de presión total; uno de los desafíos del diseño es limitar dicha pérdida al máximo. [ 6 ] El difusor debe diseñarse para limitar al máximo la distorsión del flujo, evitando efectos como la separación de la capa límite . Al igual que la mayoría de los demás componentes de los motores de turbina de gas, el difusor se diseña para ser lo más corto y ligero posible. [ 7 ]
- Transatlántico
El revestimiento contiene el proceso de combustión e introduce los diversos flujos de aire (intermedio, de dilución y de enfriamiento, véase § Trayectorias del flujo de aire ) en la zona de combustión. El revestimiento debe diseñarse y construirse para soportar ciclos prolongados de alta temperatura. Los revestimientos suelen estar hechos de superaleaciones como Hastelloy X. Aunque se utilizan aleaciones de alto rendimiento, los revestimientos deben enfriarse mediante flujo de aire. [ 8 ] Algunos combustores también utilizan recubrimientos de barrera térmica . Sin embargo, aún se requiere enfriamiento por aire. En general, hay dos tipos principales de enfriamiento del revestimiento: enfriamiento por película y enfriamiento por transpiración. El enfriamiento por película funciona inyectando (por uno de varios métodos) aire frío desde el exterior del revestimiento hasta justo dentro del mismo. Esto crea una fina película de aire frío que protege el revestimiento, reduciendo la temperatura en el revestimiento de aproximadamente 1800 kelvin (K) a aproximadamente 830 K. Otro tipo de refrigeración del revestimiento, la refrigeración por transpiración, es un enfoque más moderno que utiliza un material poroso para el revestimiento. El revestimiento poroso permite que una pequeña cantidad de aire de refrigeración lo atraviese, proporcionando beneficios de refrigeración similares a los de la refrigeración por película. Las dos diferencias principales radican en el perfil de temperatura resultante del revestimiento y la cantidad de aire de refrigeración necesaria. La refrigeración por transpiración produce un perfil de temperatura mucho más uniforme, ya que el aire de refrigeración se introduce de manera uniforme a través de los poros. El aire de refrigeración por película generalmente se introduce a través de lamas o rejillas, lo que produce un perfil irregular donde es más frío en la lama y más cálido entre las lamas. Más importante aún, la refrigeración por transpiración utiliza mucho menos aire de refrigeración (del orden del 10 % del flujo de aire total, en lugar del 20-50 % para la refrigeración por película). Utilizar menos aire para la refrigeración permite que se utilice más para la combustión, lo cual es más importante para los motores de alto rendimiento y alto empuje. [ 9 ] [ 10 ]
- Hocico
El hocico es una extensión de la cúpula (véase más abajo) que actúa como divisor de aire, separando el aire primario de los flujos de aire secundarios (aire intermedio, de dilución y de refrigeración; véase § Trayectorias del flujo de aire ). [ 11 ]
- Cúpula /remolino
La cúpula y el difusor son la parte de la cámara de combustión por donde fluye el aire primario al entrar en la zona de combustión. (véase § Trayectorias del flujo de aire ) Su función es generar turbulencia en el flujo para mezclar rápidamente el aire con el combustible. [ 8 ] Las primeras cámaras de combustión solían utilizar cúpulas de cuerpo romo (en lugar de difusores), que empleaban una placa simple para crear turbulencia de estela y mezclar el combustible y el aire. Sin embargo, la mayoría de los diseños modernos se estabilizan mediante remolinos (utilizan difusores). El difusor establece una zona local de baja presión que fuerza la recirculación de algunos de los productos de la combustión, creando una alta turbulencia. [ 11 ] No obstante, cuanto mayor sea la turbulencia, mayor será la pérdida de presión en la cámara de combustión, por lo que la cúpula y el difusor deben diseñarse cuidadosamente para no generar más turbulencia de la necesaria para mezclar suficientemente el combustible y el aire. [ 12 ]
- Inyector de combustible
El inyector de combustible es responsable de introducir el combustible en la zona de combustión y, junto con el difusor (arriba), es responsable de mezclar el combustible y el aire. Existen cuatro tipos principales de inyectores de combustible: de atomización a presión, de chorro de aire, de vaporización y de premezcla/prevaporización. [ 8 ] Los inyectores de combustible de atomización a presión dependen de altas presiones de combustible (hasta 3,4 megapascales (500 psi) ) para atomizar [ nb 1 ] el combustible. Este tipo de inyector de combustible tiene la ventaja de ser muy simple, pero tiene varias desventajas. El sistema de combustible debe ser lo suficientemente robusto para soportar presiones tan altas, y el combustible tiende a atomizarse de forma heterogénea , lo que resulta en una combustión incompleta o desigual que produce más contaminantes y humo. [ 13 ] [ 14 ]
El segundo tipo de inyector de combustible es el inyector de aire comprimido. Este inyector "bombea" una lámina de combustible con una corriente de aire, atomizándolo en gotas homogéneas. Este tipo de inyector de combustible dio lugar a los primeros combustores sin humo. El aire utilizado es parte del aire primario (véase § Trayectorias del flujo de aire ) que se desvía a través del inyector, en lugar del difusor. Este tipo de inyector también requiere presiones de combustible más bajas que el tipo de atomización por presión. [ 14 ]
El inyector de combustible vaporizador, el tercer tipo, es similar al inyector de aire comprimido en que el aire primario se mezcla con el combustible al inyectarse en la zona de combustión. Sin embargo, la mezcla de combustible y aire viaja a través de un tubo dentro de la zona de combustión. El calor de la zona de combustión se transfiere a la mezcla de combustible y aire, vaporizando parte del combustible (mejorando su mezcla) antes de la combustión. Este método permite que el combustible se queme con menor radiación térmica , lo que ayuda a proteger el revestimiento. Sin embargo, el tubo vaporizador puede presentar serios problemas de durabilidad con un bajo flujo de combustible en su interior (el combustible dentro del tubo lo protege del calor de la combustión). [ 15 ]
Los inyectores de premezcla/prevaporización funcionan mezclando o vaporizando el combustible antes de que llegue a la zona de combustión. Este método permite que el combustible se mezcle uniformemente con el aire, reduciendo las emisiones. Una desventaja de este método es que el combustible puede autoencenderse o combustionar antes de que la mezcla de combustible y aire llegue a la zona de combustión. Si esto ocurre, la cámara de combustión puede sufrir daños graves. [ 16 ]
- Encendedor
La mayoría de los encendedores en aplicaciones de turbinas de gas son encendedores de chispa eléctrica, similares a las bujías de los automóviles . El encendedor debe estar en la zona de combustión donde el combustible y el aire ya están mezclados, pero debe estar lo suficientemente aguas arriba para que no se dañe durante la combustión. Una vez que el encendedor inicia la combustión, esta se mantiene por sí sola y el encendedor deja de utilizarse. [ 17 ] En las cámaras de combustión anulares y de tipo laminar (véase § Tipos de cámaras de combustión ), la llama puede propagarse de una zona de combustión a otra, por lo que no se necesitan encendedores en cada una. En algunos sistemas se utilizan técnicas de asistencia al encendido. Un ejemplo es la inyección de oxígeno, que se suministra a la zona de ignición, facilitando la combustión del combustible. Esto resulta especialmente útil en algunas aplicaciones aeronáuticas donde el motor puede tener que reiniciarse a gran altitud. [ 18 ]
Trayectorias del flujo de aire
- Aire primario
Este es el aire principal de combustión. Se trata de aire altamente comprimido procedente del compresor de alta presión (a menudo desacelerado mediante el difusor) que se introduce a través de los conductos principales de la cúpula de la cámara de combustión y del primer conjunto de orificios del revestimiento. Este aire se mezcla con el combustible y, a continuación, se quema. [ 19 ]
- Aire intermedio
El aire intermedio es el aire que se inyecta en la zona de combustión a través del segundo conjunto de orificios del revestimiento (el aire primario pasa por el primer conjunto). Este aire completa los procesos de reacción, diluyendo las altas concentraciones de monóxido de carbono (CO) e hidrógeno (H₂ ) [ 20 ] y también ayuda a enfriar los gases de la combustión.
- aire de dilución
El aire de dilución es aire inyectado a través de orificios en el revestimiento al final de la cámara de combustión para enfriar los gases de combustión antes de que lleguen a las turbinas. Este aire se utiliza cuidadosamente para producir el perfil de temperatura uniforme deseado en la cámara de combustión. Sin embargo, a medida que mejora la tecnología de las palas de las turbinas, permitiéndoles soportar temperaturas más altas, se utiliza menos aire de dilución, lo que permite utilizar más aire de combustión. [ 20 ]
- Aire de refrigeración
El aire de refrigeración es aire que se inyecta a través de pequeños orificios en el revestimiento para generar una capa (película) de aire frío que lo protege de las temperaturas de combustión. La implementación del aire de refrigeración debe diseñarse cuidadosamente para que no interactúe directamente con el aire de combustión ni con el proceso. En algunos casos, hasta el 50 % del aire de admisión se utiliza como aire de refrigeración. Existen varios métodos diferentes para inyectar este aire de refrigeración, y el método puede influir en el perfil de temperatura al que se expone el revestimiento (véase § Revestimiento ). [ 21 ]
Tipos
Poder
Los combustores de lata son cámaras de combustión cilíndricas autónomas. Cada "lata" tiene su propio inyector de combustible, encendedor, revestimiento y carcasa. [ 22 ] El aire primario del compresor se dirige a cada lata individual, donde se desacelera, se mezcla con el combustible y luego se enciende. El aire secundario también proviene del compresor, donde se introduce por fuera del revestimiento (dentro del cual tiene lugar la combustión). El aire secundario se introduce, generalmente a través de ranuras en el revestimiento, en la zona de combustión para enfriar el revestimiento mediante refrigeración por película delgada. [ 23 ]
En la mayoría de las aplicaciones, se disponen varias cámaras de combustión alrededor del eje central del motor, y su escape compartido se alimenta a la (s) turbina(s) . Las cámaras de combustión tipo lata fueron las más utilizadas en los primeros motores de turbina de gas, debido a su facilidad de diseño y prueba (se puede probar una sola cámara, en lugar de tener que probar todo el sistema). Las cámaras de combustión tipo lata son fáciles de mantener, ya que solo es necesario retirar una cámara, en lugar de toda la sección de combustión. La mayoría de los motores de turbina de gas modernos (en particular para aplicaciones aeronáuticas) no utilizan cámaras de combustión tipo lata, ya que suelen pesar más que las alternativas. Además, la caída de presión a través de la cámara es generalmente mayor que en otras cámaras de combustión (del orden del 7%). La mayoría de los motores modernos que utilizan cámaras de combustión tipo lata son turboejes con compresores centrífugos . [ 24 ] [ 25 ] [ 26 ] [ 27 ]
Can-anular
El siguiente tipo de combustor es el combustor anular [ 28 ] . Al igual que el combustor tipo lata, los combustores anulares tienen zonas de combustión discretas contenidas en revestimientos separados con sus propios inyectores de combustible. A diferencia del combustor tipo lata, todas las zonas de combustión comparten una carcasa anular común. Cada zona de combustión ya no tiene que funcionar como un recipiente a presión. [ 29 ] Las zonas de combustión también pueden comunicarse entre sí mediante orificios en el revestimiento o tubos de conexión que permiten el flujo circunferencial de aire. El flujo de salida del combustor anular generalmente tiene un perfil de temperatura más uniforme, lo cual es mejor para la sección de la turbina. También elimina la necesidad de que cada cámara tenga su propio encendedor. Una vez que se enciende el fuego en una o dos latas, puede propagarse fácilmente e incendiar las demás. Este tipo de combustor también es más ligero que el tipo lata y tiene una menor caída de presión (del orden del 6%). Sin embargo, un combustor anular puede ser más difícil de mantener que un combustor de lata. [ 30 ] Ejemplos de motores de turbina de gas que utilizan un combustor anular incluyen tanto turborreactores como el General Electric J79 como turbofanes como el Pratt & Whitney TF30 y el Rolls-Royce Tay . [ 31 ]
Anular
El último tipo de combustor, y el más comúnmente utilizado, es el combustor anular completo. Los combustores anulares eliminan las zonas de combustión separadas y simplemente tienen un revestimiento y una carcasa continuos en un anillo (el anillo). Los combustores anulares tienen muchas ventajas, incluyendo una combustión más uniforme, un tamaño más pequeño (por lo tanto, más ligero) y una menor superficie. [ 32 ] [ 33 ] Además, los combustores anulares tienden a tener temperaturas de salida muy uniformes. También tienen la menor caída de presión de los tres diseños (del orden del 5%). [ 34 ] El diseño anular también es más simple, aunque las pruebas generalmente requieren un banco de pruebas de tamaño completo. Los motores que usan un combustor anular incluyen el CFM International CFM56 , el General Electric F110 y el Pratt & Whitney F401 . Casi todos los motores de turbina de gas modernos usan combustores anulares; de igual manera, la mayor parte de la investigación y el desarrollo de combustores se centra en mejorar este tipo.
combustor anular doble
Una variante del combustor anular estándar es el combustor anular doble (DAC). Al igual que un combustor anular, el DAC es un anillo continuo sin zonas de combustión separadas alrededor del radio. La diferencia radica en que el combustor cuenta con dos zonas de combustión alrededor del anillo: una zona piloto y una zona principal. La zona piloto funciona como la de un combustor anular simple y es la única que opera a bajos niveles de potencia. A altos niveles de potencia, también se utiliza la zona principal, lo que aumenta el flujo de aire y de masa a través del combustor. La implementación de este tipo de combustor por parte de GE se centra en la reducción de las emisiones de NO x y CO 2. [ 35 ] Un buen diagrama de un DAC está disponible en Purdue . Siguiendo los mismos principios que el combustor anular doble, se han propuesto e incluso patentado combustores anulares triples y "múltiples". [ 36 ] [ 37 ]
Emisiones
Uno de los factores clave en el diseño de turbinas de gas modernas es la reducción de emisiones, y la cámara de combustión es el principal responsable de dichas emisiones. En general, existen cinco tipos principales de emisiones de los motores de turbina de gas: humo, dióxido de carbono (CO₂ ) , monóxido de carbono (CO), hidrocarburos no quemados (HNC) y óxidos de nitrógeno (NOₓ ) . [ 38 ] [ 39 ]
La emisión de humo se reduce principalmente mediante una mezcla más uniforme del combustible con el aire. Como se explicó en la sección anterior sobre inyectores de combustible, los inyectores modernos (como los inyectores de aire comprimido) atomizan el combustible de manera uniforme y eliminan las zonas con alta concentración de combustible. La mayoría de los motores modernos utilizan este tipo de inyectores y, en esencia, no generan humo. [ 38 ]
El dióxido de carbono es un producto del proceso de combustión y se mitiga principalmente reduciendo el consumo de combustible. En promedio, 1 kg de combustible para aviones quemado produce 3,2 kg de CO₂ . Las emisiones de dióxido de carbono seguirán disminuyendo a medida que los fabricantes mejoren la eficiencia general de los motores de turbina de gas. [ 39 ]
Las emisiones de hidrocarburos no quemados (UHC) y monóxido de carbono (CO) están estrechamente relacionadas. Los UHC son esencialmente combustible que no se ha combustionado completamente. Se producen principalmente a bajos niveles de potencia (cuando el motor no quema todo el combustible). [ 39 ] Gran parte del contenido de UHC reacciona y forma CO dentro de la cámara de combustión, razón por la cual ambos tipos de emisiones están estrechamente relacionados. Como resultado de esta estrecha relación, una cámara de combustión bien optimizada para las emisiones de CO está inherentemente bien optimizada para las emisiones de UHC, por lo que la mayor parte del trabajo de diseño se centra en las emisiones de CO. [ 38 ]
El monóxido de carbono es un producto intermedio de la combustión y se elimina por oxidación . El CO y el OH reaccionan para formar CO₂ y H₂ . Este proceso, que consume el CO, requiere un tiempo relativamente largo (se usa "relativamente" porque el proceso de combustión ocurre increíblemente rápido), altas temperaturas y altas presiones. Esto significa que un combustor de bajas emisiones de CO tiene un tiempo de residencia prolongado (esencialmente, el tiempo que los gases permanecen en la cámara de combustión). [ 38 ]
Al igual que el CO, los óxidos de nitrógeno (NO x ) se producen en la zona de combustión. Sin embargo, a diferencia del CO, su mayor producción se da en las condiciones en que el CO se consume en mayor medida (alta temperatura, alta presión, tiempo de residencia prolongado). Esto significa que, en general, la reducción de las emisiones de CO conlleva un aumento de NO x , y viceversa. Por lo tanto, la mayoría de las reducciones de emisiones exitosas requieren la combinación de varios métodos. [ 38 ]
Postquemadores
Un postquemador (o recalentador) es un componente adicional que se añade a algunos motores a reacción , principalmente a los de aeronaves militares supersónicas . Su función es proporcionar un aumento temporal del empuje , tanto para el vuelo supersónico como para el despegue (ya que la elevada carga alar típica de los diseños de aeronaves supersónicas implica una velocidad de despegue muy alta). En las aeronaves militares, el empuje adicional también resulta útil en situaciones de combate . Esto se consigue inyectando combustible adicional en el conducto de escape después de la turbina y quemándolo. La ventaja del postquemador es un aumento significativo del empuje; la desventaja es su elevado consumo de combustible y su ineficiencia, aunque esto suele considerarse aceptable durante los breves periodos en los que se utiliza habitualmente.
Se dice que los motores a reacción funcionan con postcombustión cuando se utiliza y sin ella . Un motor que produce el máximo empuje con postcombustión está a máxima potencia o máxima recuperación (esta es la máxima potencia que puede producir); un motor que produce el máximo empuje sin postcombustión está a potencia militar o máxima recuperación sin postcombustión .
Al igual que la cámara de combustión principal en una turbina de gas, el postquemador tiene una carcasa y un revestimiento, cumpliendo la misma función que sus homólogos de la cámara de combustión principal. Una diferencia importante entre una cámara de combustión principal y un postquemador es que el aumento de temperatura no está limitado por una sección de la turbina; por lo tanto, los postquemadores tienden a tener un aumento de temperatura mucho mayor que las cámaras de combustión principales. [ 40 ] Otra diferencia es que los postquemadores no están diseñados para mezclar el combustible tan bien como las cámaras de combustión primarias, por lo que no todo el combustible se quema dentro de la sección del postquemador. [ 41 ] Los postquemadores también suelen requerir el uso de estabilizadores de llama para evitar que la velocidad del aire en el postquemador apague la llama. Estos suelen ser cuerpos romos o "canales en V" directamente detrás de los inyectores de combustible que crean un flujo localizado de baja velocidad de la misma manera que lo hace la cúpula en la cámara de combustión principal. [ 42 ]
Estatorreactores
Los motores estatorreactores difieren en muchos aspectos de los motores de turbina de gas tradicionales, pero la mayoría de los principios son los mismos. Una diferencia importante es la ausencia de maquinaria rotativa (una turbina) después de la cámara de combustión. Los gases de escape de la cámara de combustión se alimentan directamente a una tobera. Esto permite que las cámaras de combustión de los estatorreactores alcancen una temperatura más alta. Otra diferencia es que muchas cámaras de combustión de estatorreactores no utilizan revestimientos como las de las turbinas de gas. Además, algunas cámaras de combustión de estatorreactores son de descarga en lugar de un tipo más convencional. Las cámaras de descarga inyectan combustible y dependen de la recirculación generada por un gran cambio de área en la cámara de combustión (en lugar de los difusores de remolino que se encuentran en muchas turbinas de gas). [ 43 ] Dicho esto, muchas cámaras de combustión de estatorreactores también son similares a las de las turbinas de gas tradicionales, como la cámara de combustión del estatorreactor utilizado por el misil RIM-8 Talos , que utilizaba una cámara de combustión tipo lata. [ 44 ]
motores de combustión supersónica
Los motores scramjet ( estatorreactores de combustión supersónica ) presentan una situación muy diferente para la cámara de combustión que los motores de turbina de gas convencionales (los scramjets no son turbinas de gas, ya que generalmente tienen pocas o ninguna pieza móvil). Si bien las cámaras de combustión de los scramjets pueden ser físicamente muy diferentes de las convencionales, se enfrentan a muchos de los mismos desafíos de diseño, como la mezcla de combustible y el mantenimiento de la llama. Sin embargo, como su nombre lo indica, una cámara de combustión de un scramjet debe abordar estos desafíos en un entorno de flujo supersónico . Por ejemplo, para un scramjet que vuela a Mach 5, el flujo de aire que entra en la cámara de combustión sería nominalmente Mach 2. Uno de los principales desafíos en un motor scramjet es evitar que las ondas de choque generadas por la cámara de combustión se propaguen aguas arriba hacia la entrada. Si eso sucediera, el motor podría detenerse , lo que resultaría en una pérdida de empuje, entre otros problemas. Para evitar esto, los motores scramjet suelen tener una sección aislante (ver imagen) inmediatamente delante de la zona de combustión. [ 45 ]
Véase también
Notas
- ↑ Si bien atomizar tiene varias definiciones, en este contexto significa formar una fina pulverización. No implica que el combustible se esté descomponiendo en sus componentes atómicos.
Referencias
- Notas
- ↑ Flack, pág. 440.
- ↑ Mattingly, Heiser y Pratt, pág. 325.
- ↑ Koff, Bernard L. (julio-agosto de 2004). "Evolución de la tecnología de turbinas de gas: una perspectiva del diseñador" . Journal of Propulsion and Power . 20 (4): 577– 595. doi : 10.2514/1.4361 .
- ↑ Henderson y Blazowski, págs. 119–120.
- ↑ Mattingly, Heiser y Pratt, pág. 378.
- ↑ Mattingly, Heiser y Pratt, pág. 375.
- ↑ Henderson y Blazowski, pág. 121.
- 1 2 3 Mattingly, pág. 760.
- ↑ Mattingly, Heiser y Pratt, págs. 372–374.
- ↑ Henderson y Blazowski, págs. 124–127.
- 1 2 Henderson y Blazowski, pág. 124.
- ↑ Flack, pág. 441.
- ↑ Henderson y Blazowski, pág. 127.
- 1 2 Mattingly, Heiser y Pratt, pág. 379.
- ↑ Henderson y Blazowski, pág. 128.
- ↑ Henderson y Blazowski, pág. 129.
- ↑ Mattingly, Heiser y Pratt, pág. 368.
- ↑ Henderson y Blazowski, págs. 129–130.
- ↑ Henderson y Blazowski, pág. 110.
- 1 2 Henderson y Blazowski, pág. 111.
- ↑ Henderson y Blazowski, págs. 111, 125–127.
- ↑ Benson, Tom. Combustor-Burner . Centro de Investigación Glenn de la NASA. Última actualización: 11 de julio de 2008. Consultado el 6 de enero de 2010.
- ↑ Flack, pág. 442.
- ↑ Flack, págs. 442–443.
- ↑ Henderson y Blazowski, pág. 106.
- ↑ "Figura 1.20. Cámara de combustión anular tipo lata" .
- ↑ "Sección de combustión – Información general" .
- ↑ Administración Federal de Aviación, FAA-H-8083-32A, Manual del técnico de mantenimiento de aviación - Planta motriz, volumen 1, pág. 1–44.
- ↑ Mattingly, Heiser y Pratt, págs. 377–378.
- ↑ Flack, págs. 442–444.
- ↑ Henderson y Blazowski, págs. 106–107.
- ↑ Henderson y Blazowski, pág. 108.
- ↑ Mattingly, pág. 757.
- ↑ Flack, pág. 444.
- ↑ Tecnología avanzada de combustor anular doble de CFM . Enlace obsoleto archivado el 28/07/2012 en archive.today . Comunicado de prensa. 9 de julio de 1998. Consultado el 6 de enero de 2010.
- ↑ Ekstedt, Edward E., et al (1994). Patente estadounidense 5,323,604. Cámara de combustión anular triple para motor de turbina de gas.
- ↑ Schilling, Jan C., et al (1997). Patente estadounidense 5,630,319 Conjunto de cúpula para un combustor anular múltiple.
- 1 2 3 4 5 Verkamp, FJ, Verdouw, AJ, Tomlinson, JG (1974). Impacto de las regulaciones de emisiones en los futuros combustores de motores de turbina de gas. Journal of Aircraft . Junio de 1974. Vol. 11, No. 6. pp. 340–344.
- 1 2 3 Sturgess, GJ; Zelina, J.; Shouse DT; Roquemore, WM (marzo-abril de 2005). "Tecnologías de reducción de emisiones para motores de turbina de gas militares" . Journal of Propulsion and Power . 21 (2): 193– 217. doi : 10.2514/1.6528 .
- ↑ Mattingly, págs. 770–1.
- ↑ Flack, págs. 445–6.
- ↑ Mattingly, pág. 747.
- ↑ Stull, FD y Craig, RR (1975). Investigación de combustores de descarga con estabilizadores de llama. 13.ª Reunión de Ciencias Aeroespaciales de la AIAA . Pasadena, CA. 20-22 de enero de 1975. AIAA 75-165
- ↑ Waltrup, PJ; White ME; Zarlingo F; Gravlin ES (enero-febrero de 2002). «Historia del desarrollo de la propulsión de ciclo mixto, ramjet y scramjet en la Armada de los EE. UU.» . Journal of Propulsion and Power . 18 (1): 14–27 . doi : 10.2514/2.5928 . Archivado (PDF) del original el 13 de abril de 2007.
- ↑ Goyne, C. P; Hall, CD; O'Brian, WF; Schetz, J. A (noviembre de 2006). El experimento de vuelo del estatorreactor Hy-V (AIAA 2006-7901) . 14.ª Conferencia AIAA/AHI sobre aviones espaciales y sistemas y tecnologías hipersónicas. doi : 10.2514/6.2006-7901 . Archivado (PDF) del original el 30 de septiembre de 2007.
- Bibliografía
- Flack, Ronald D. (2005). «Capítulo 9: Cámaras de combustión y postquemadores» . Fundamentos de la propulsión a chorro con aplicaciones . Serie aeroespacial de Cambridge. Nueva York, NY: Cambridge University Press. ISBN 978-0-521-81983-1.
- Henderson, Robert E.; Blazowski, William S. (1989). «Capítulo 2: Tecnología de combustión de turbopropulsión». En Oates, Gordon C. (ed.). Tecnología y diseño de sistemas de propulsión de aeronaves . Serie educativa de la AIAA. Washington, DC: Instituto Americano de Aeronáutica y Astronáutica. ISBN 0-930403-24-X.
- Mattingly, Jack D.; Heiser, William H.; Pratt, David T. (2002). «Capítulo 9: Diseño de componentes del motor: Sistemas de combustión». Diseño de motores de aeronaves . Serie educativa de la AIAA (2.ª ed.). Reston, VA: Instituto Americano de Aeronáutica y Astronáutica. ISBN 1-56347-538-3.
- Mattingly, Jack D. (2006). «Capítulo 10: Entradas, boquillas y sistemas de combustión». Elementos de propulsión: turbinas de gas y cohetes . Serie educativa de la AIAA. Reston, VA: Instituto Americano de Aeronáutica y Astronáutica. ISBN 1-56347-779-3.
Enlaces externos
- Clasificación de la cámara de combustión
- Cámaras de combustión
- Tecnología de motores a reacción
- motores a reacción
