Una cámara de combustión es un componente o área de una turbina de gas , un motor ramjet o scramjet donde tiene lugar la combustión . También se le conoce como quemador , recipiente para quemador , cámara de combustión o portallamas . En un motor de turbina de gas, el sistema de compresión alimenta la cámara de combustión con aire a alta presión . Luego, la cámara de combustión calienta este aire a presión constante mientras se quema la mezcla de combustible y aire. A medida que se quema, la mezcla de combustible y aire se calienta y se expande rápidamente. La mezcla quemada sale de la cámara de combustión a través de las paletas guía de la boquilla hacia la turbina. En el caso de motores ramjet o scramjet, el escape sale directamente a través de la boquilla.
Una cámara de combustión debe contener y mantener una combustión estable a pesar de caudales de aire muy altos. Para ello, las cámaras de combustión se diseñan cuidadosamente para mezclar y encender primero el aire y el combustible, y luego mezclar más aire para completar el proceso de combustión. Los primeros motores de turbina de gas utilizaban una cámara única conocida como cámara de combustión tipo lata. Hoy en día existen tres configuraciones principales: lata, anular y canular (también conocida como lata-anular tubo-anular). Los postquemadores a menudo se consideran otro tipo de cámara de combustión.
Las cámaras de combustión desempeñan un papel crucial en la determinación de muchas de las características operativas de un motor, como la eficiencia del combustible , los niveles de emisiones y la respuesta transitoria (la respuesta a condiciones cambiantes como el flujo de combustible y la velocidad del aire).
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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 para escapar a través de la boquilla en aplicaciones aeronáuticas. Como ocurre con cualquier desafío de ingeniería, lograrlo requiere equilibrar muchas consideraciones de diseño, como las siguientes:
Fuentes: [1] [2]
Los avances en la tecnología de cámaras de combustión se centraron en varias áreas distintas; emisiones, rango operativo y durabilidad. Los primeros motores a reacción producían grandes cantidades de humo, por lo que los primeros avances en materia de combustión, en la década de 1950, tenían como objetivo reducir el humo producido por el motor. Una vez que se eliminó esencialmente el humo, en la década de 1970 los esfuerzos se centraron en reducir otras emisiones, como los hidrocarburos no quemados y el monóxido de carbono (para más detalles, consulte la sección Emisiones a continuación). En la década de 1970 también se produjo una mejora en la durabilidad de la cámara de combustión, ya que los nuevos métodos de fabricación mejoraron la vida útil del revestimiento (ver Componentes a continuación) en casi 100 veces la de los revestimientos anteriores. En la década de 1980, las cámaras de combustión comenzaron a mejorar su eficiencia en todo el rango operativo; Las cámaras de combustión tendían a ser altamente eficientes (99%+) a máxima potencia, pero esa eficiencia disminuía en configuraciones más bajas. El desarrollo durante esa década mejoró la eficiencia en niveles más bajos. En las décadas de 1990 y 2000 se presenció un renovado interés en reducir las emisiones, en particular las de óxidos de nitrógeno . La tecnología de combustión todavía se está investigando y avanzando activamente, y gran parte de la investigación moderna se centra en mejorar los mismos aspectos. [3]
La carcasa es la capa exterior de la cámara de combustión y tiene una estructura bastante simple. La carcasa generalmente requiere poco mantenimiento. [4] La carcasa está protegida de las cargas térmicas por el aire que fluye en ella, por lo que el rendimiento térmico es de preocupación limitada. Sin embargo, la carcasa sirve como un recipiente a presión que debe soportar la diferencia entre las altas presiones dentro de la cámara de combustión y la presión más baja en el exterior. Esa carga mecánica (en lugar de térmica) es un factor de diseño determinante en el caso. [5]
El propósito del difusor es disminuir la velocidad del aire altamente comprimido y de alta velocidad del compresor a una velocidad óptima para la cámara de combustión. La reducción de la velocidad da como resultado una pérdida inevitable de presión total, por lo que uno de los desafíos del diseño es limitar la pérdida de presión tanto como sea posible. [6] Además, el difusor debe diseñarse para limitar la distorsión del flujo tanto como sea posible evitando efectos del flujo como la separación de la capa límite . Como la mayoría de los demás componentes de los motores de turbina de gas, el difusor está diseñado para ser lo más corto y liviano posible. [7]
El revestimiento contiene el proceso de combustión e introduce los distintos flujos de aire (intermedio, dilución y enfriamiento; consulte Rutas de flujo de aire a continuación) en la zona de combustión. El revestimiento debe diseñarse y fabricarse para soportar ciclos prolongados de alta temperatura. Por esa razón , los revestimientos tienden a fabricarse con superaleaciones como Hastelloy X. Además, aunque se utilizan aleaciones de alto rendimiento, los revestimientos deben enfriarse con un flujo de aire. [8] Algunas cámaras de combustión también utilizan revestimientos de barrera térmica . Sin embargo, todavía se requiere refrigeración por aire. En general, existen dos tipos principales de enfriamiento del revestimiento; enfriamiento de la película y enfriamiento por transpiración. El enfriamiento de la película funciona inyectando (mediante uno de varios métodos) aire frío desde el exterior del revestimiento hasta justo el interior del revestimiento. Esto crea una fina película de aire frío que protege el revestimiento, reduciendo la temperatura en el revestimiento de unos 1.800 Kelvin (K) a unos 830 K, por ejemplo. El otro tipo de enfriamiento del revestimiento, el enfriamiento 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 pase a través de él, lo que proporciona beneficios de refrigeración similares a los de la película. Las dos diferencias principales están en el perfil de temperatura resultante del revestimiento y la cantidad de aire de refrigeración necesaria. El enfriamiento por transpiración da como resultado un perfil de temperatura mucho más uniforme, ya que el aire de enfriamiento se introduce uniformemente a través de los poros. El aire de enfriamiento de la película generalmente se introduce a través de lamas o rejillas, lo que da como resultado un perfil desigual donde es más frío en las lamas y más cálido entre las lamas. Más importante aún, el enfriamiento por transpiración utiliza mucho menos aire de enfriamiento (del orden del 10% del flujo de aire total, en lugar del 20-50% para el enfriamiento de la película). Usar menos aire para enfriar permite usar más para la combustión, lo cual es cada vez más importante para los motores de alto rendimiento y alto empuje. [9] [10]
El morro es una extensión de la cúpula (ver más abajo) que actúa como un divisor de aire, separando el aire primario de los flujos de aire secundarios (aire intermedio, de dilución y de enfriamiento; consulte la sección Rutas de flujo de aire a continuación). [11]
La cúpula y el turbulento son la parte de la cámara de combustión a través de la cual fluye el aire primario (consulte Rutas de flujo de aire a continuación) cuando ingresa a la zona de combustión. Su función es generar turbulencias en el flujo para mezclar rápidamente el aire con el combustible. [8] Las primeras cámaras de combustión tendían a utilizar cúpulas de cuerpo farol (en lugar de remolinos), que utilizaban una placa simple para crear estela turbulenta para mezclar el combustible y el aire. Sin embargo, la mayoría de los diseños modernos están estabilizados contra el remolino (use remolinos). El turbulento establece una zona local de baja presión que obliga a algunos de los productos de la combustión a recircular, creando una alta turbulencia. [11] Sin embargo, cuanto mayor sea la turbulencia, mayor será la pérdida de presión para la cámara de combustión, por lo que la cúpula y el turbulento deben diseñarse cuidadosamente para no generar más turbulencia de la necesaria para mezclar suficientemente el combustible y el aire. [12]
El inyector de combustible es responsable de introducir combustible a la zona de combustión y, junto con el agitador (arriba), es responsable de mezclar el combustible y el aire. Hay cuatro tipos principales de inyectores de combustible; inyectores de atomización a presión, chorro de aire, vaporización y premezcla/prevaporización. [8] Los inyectores de combustible atomizadores a presión dependen de altas presiones de combustible (hasta 3400 kilopascales (500 psi)) para atomizar [nb 1] el combustible. Este tipo de inyector de combustible tiene la ventaja de ser muy sencillo, 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 manera heterogénea , lo que resulta en una combustión incompleta o desigual que genera más contaminantes y humo. [13] [14]
El segundo tipo de inyector de combustible es el inyector de aire. Este inyector "explota" una lámina de combustible con una corriente de aire, atomizando el combustible en gotas homogéneas. Este tipo de inyector de combustible dio lugar a las primeras cámaras de combustión sin humo. El aire utilizado es solo una parte del aire primario (consulte Rutas de flujo de aire a continuación) que se desvía a través del inyector, en lugar del agitador. Este tipo de inyector también requiere presiones de combustible más bajas que el tipo de atomización a presión. [14]
El inyector de combustible vaporizador, el tercer tipo, es similar al inyector de aire en el sentido de que el aire primario se mezcla con el combustible a medida que se inyecta 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 (mezclándolo mejor) antes de quemarlo. Este método permite quemar el combustible con menos radiación térmica , lo que ayuda a proteger el revestimiento. Sin embargo, el tubo del vaporizador puede tener serios problemas de durabilidad debido al 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 de manera muy uniforme con el aire, lo que reduce las emisiones del motor. Una desventaja de este método es que el combustible puede autoencenderse o arder de otro modo antes de que la mezcla de aire y combustible llegue a la zona de combustión. Si esto sucede, la cámara de combustión puede sufrir graves daños. [dieciséis]
La mayoría de los encendedores en aplicaciones de turbinas de gas son encendedores de chispa eléctricos, 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 la propia combustión no lo dañe. Una vez que el encendedor inicia inicialmente la combustión, ésta es autosostenida y el encendedor ya no se utiliza. [17] En las cámaras de combustión anulares y de lata (consulte Tipos de cámaras de combustión a continuación), 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. Uno de esos métodos es la inyección de oxígeno, donde se alimenta oxígeno al área de ignición, lo que ayuda a que el combustible se queme fácilmente. Esto es particularmente útil en algunas aplicaciones de aeronaves donde es posible que el motor deba reiniciarse a gran altitud. [18]
Este es el principal aire de combustión. Es aire altamente comprimido proveniente del compresor de alta presión (a menudo desacelerado a través del difusor) que se alimenta a través de los canales principales en la cúpula de la cámara de combustión y el primer conjunto de orificios del revestimiento. Este aire se mezcla con combustible y luego se quema. [19]
El aire intermedio es el aire inyectado 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 (H 2 ), [20] y también ayuda a enfriar los gases de combustión.
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. El aire se utiliza cuidadosamente para producir el perfil de temperatura uniforme deseado en la cámara de combustión. Sin embargo, a medida que la tecnología de las palas de las turbinas mejora, permitiéndoles soportar temperaturas más altas, el aire de dilución se utiliza menos, lo que permite el uso de más aire de combustión. [20]
El aire de enfriamiento es aire que se inyecta a través de pequeños orificios en el revestimiento para generar una capa (película) de aire frío para proteger el revestimiento de las temperaturas de combustión. La implementación del aire de refrigeración debe diseñarse cuidadosamente para que no interactúe directamente con el aire de combustión y el proceso. En algunos casos, hasta el 50% del aire de entrada 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 está expuesto el revestimiento (consulte Revestimiento , más arriba). [21]
Las cámaras de combustión 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 conduce a cada lata individual, donde se desacelera, se mezcla con combustible y luego se enciende. El aire secundario también proviene del compresor, donde es alimentado fuera del liner (dentro del cual es donde se produce la combustión). Luego, el aire secundario se alimenta, generalmente a través de ranuras en el revestimiento, a la zona de combustión para enfriar el revestimiento mediante un enfriamiento de película delgada. [23]
En la mayoría de las aplicaciones, se disponen varias latas alrededor del eje central del motor y su escape compartido se alimenta a las turbinas. Las cámaras de combustión tipo lata se utilizaron más ampliamente en los primeros motores de turbina de gas, debido a su facilidad de diseño y prueba (se puede probar una sola lata, 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 lata, en lugar de toda la sección de combustión. La mayoría de los motores de turbina de gas modernos (particularmente para aplicaciones aeronáuticas) no utilizan cámaras de combustión, ya que a menudo pesan más que las alternativas. Además, la caída de presión a través de la lata es generalmente mayor que en otras cámaras de combustión (del orden del 7%). La mayoría de los motores modernos que utilizan cámaras de combustión son turboejes con compresores centrífugos . [24] [25]
El siguiente tipo de cámara de combustión es la cámara de combustión "can-anular" [26] . Al igual que la cámara de combustión tipo lata, las cámaras de combustión anulares tienen zonas de combustión discretas contenidas en revestimientos separados con sus propios inyectores de combustible. A diferencia de la cámara de combustión de latas, todas las zonas de combustión comparten una carcasa de anillo común (anillo). Cada zona de combustión ya no tiene por qué servir como recipiente a presión. [27] Las zonas de combustión también pueden "comunicarse" entre sí a través de orificios de revestimiento o tubos de conexión que permiten que algo de aire fluya circunferencialmente. El flujo de salida de la cámara de combustión anular generalmente tiene un perfil de temperatura más uniforme, lo que es mejor para la sección de turbina. También elimina la necesidad de que cada cámara tenga su propio encendedor. Una vez que el fuego se enciende en una o dos latas, puede extenderse fácilmente y encender las demás. Este tipo de cámara de combustión también es más ligera que la de tipo lata y tiene una caída de presión menor (del orden del 6%). Sin embargo, una cámara de combustión anular de lata puede ser más difícil de mantener que una cámara de combustión de lata. [28] Ejemplos de motores de turbina de gas que utilizan una cámara de combustión anular incluyen el turborreactor General Electric J79 y los turbofan Pratt & Whitney JT8D y Rolls-Royce Tay . [29]
El último tipo de cámara de combustión, y el más comúnmente utilizado, es la cámara de combustión completamente anular. Las cámaras de combustión anulares eliminan las zonas de combustión separadas y simplemente tienen un revestimiento continuo y una carcasa en un anillo (el anillo). Las cámaras de combustión anulares tienen muchas ventajas, incluida una combustión más uniforme, un tamaño más corto (por lo tanto, más liviano) y menos superficie. [30] [31] Además, las cámaras de combustión anulares tienden a tener temperaturas de salida muy uniformes. También tienen la caída de presión más baja de los tres diseños (del orden del 5%). [32] El diseño anular también es más simple, aunque las pruebas generalmente requieren un banco de pruebas de tamaño completo. Un motor que utiliza una cámara de combustión anular es el CFM International CFM56 . Casi todos los motores de turbina de gas modernos utilizan cámaras de combustión anulares; Asimismo, la mayor parte de la investigación y el desarrollo de cámaras de combustión se centran en mejorar este tipo.
Una variación de la cámara de combustión anular estándar es la cámara de combustión anular doble (DAC). Al igual que una cámara de combustión anular, el DAC es un anillo continuo sin zonas de combustión separadas alrededor del radio. La diferencia es que la cámara de combustión tiene dos zonas de combustión alrededor del anillo; una zona piloto y una zona principal. La zona piloto actúa como la de una cámara de combustión anular única y es la única zona que funciona a niveles de potencia bajos. A niveles de potencia altos, también se utiliza la zona principal, lo que aumenta el flujo de aire y de masa a través de la cámara de combustión. La implementación por parte de GE de este tipo de cámara de combustión se centra en reducir las emisiones de NOx y CO2 . [33] Purdue ofrece un buen diagrama de un DAC. Ampliando los mismos principios que la cámara de combustión anular doble, se han propuesto e incluso patentado cámaras de combustión anular triple y "anular múltiple". [34] [35]
Uno de los factores impulsores en el diseño moderno de turbinas de gas es la reducción de emisiones, y la cámara de combustión es el principal contribuyente a las emisiones de una turbina de gas. En términos generales, existen cinco tipos principales de emisiones de los motores de turbina de gas: humo, dióxido de carbono (CO 2 ), monóxido de carbono (CO), hidrocarburos no quemados (UHC) y óxidos de nitrógeno (NO x ). [36] [37]
El humo se mitiga principalmente mezclando más uniformemente el combustible con el aire. Como se analizó en la sección anterior sobre inyectores de combustible, los inyectores de combustible modernos (como los inyectores de combustible de chorro de aire) atomizan uniformemente el combustible y eliminan las bolsas locales de alta concentración de combustible. La mayoría de los motores modernos utilizan este tipo de inyectores de combustible y esencialmente no producen humo. [36]
El dióxido de carbono es un producto del proceso de combustión y se mitiga principalmente reduciendo el uso de combustible. En promedio, 1 kg de combustible para aviones quemado produce 3,2 kg de CO 2 . Las emisiones de dióxido de carbono seguirán disminuyendo a medida que los fabricantes mejoren la eficiencia general de los motores de turbina de gas. [37]
Las emisiones de hidrocarburos no quemados (UHC) y de monóxido de carbono (CO) están muy relacionadas. Los UHC son esencialmente combustibles que no se quemaron por completo. En su mayoría se producen a niveles de potencia bajos (donde el motor no quema todo el combustible). [37] Gran parte del contenido de UHC reacciona y forma CO dentro de la cámara de combustión, razón por la cual los dos tipos de emisiones están fuertemente relacionados. Como resultado de esta estrecha relación, una cámara de combustión que está bien optimizada para las emisiones de CO está inherentemente bien optimizada para las emisiones UHC, por lo que la mayor parte del trabajo de diseño se centra en las emisiones de CO. [36]
El monóxido de carbono es un producto intermedio de la combustión y se elimina por oxidación . CO y OH reaccionan para formar CO 2 y H . Este proceso, que consume CO, requiere un tiempo relativamente largo (se usa "relativamente" porque el proceso de combustión ocurre increíblemente rápido), altas temperaturas y altas presiones. Este hecho significa que una cámara de combustión con bajo contenido de CO tiene un tiempo de residencia prolongado (esencialmente la cantidad de tiempo que los gases permanecen en la cámara de combustión). [36]
Al igual que el CO, los óxidos de nitrógeno (NO x ) se producen en la zona de combustión. Sin embargo, a diferencia del CO, se produce más durante las condiciones en las que se consume más CO (alta temperatura, alta presión, largo tiempo de residencia). Esto significa que, en general, la reducción de las emisiones de CO da como resultado un aumento de NOx , y viceversa. Este hecho significa que las reducciones de emisiones más exitosas requieren la combinación de varios métodos. [36]
Un postquemador (o recalentamiento) es un componente adicional que se agrega a algunos motores a reacción , principalmente a los de aviones militares supersónicos . Su finalidad 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 aviones supersónicos hace que la velocidad de despegue sea muy elevada). En los aviones militares, el empuje adicional también es útil en situaciones de combate . Esto se logra inyectando combustible adicional en el tubo de chorro aguas abajo (es decir, después ) de la turbina y quemándolo. La ventaja de la postcombustión es un empuje significativamente mayor; la desventaja es su altísimo consumo de combustible y su ineficiencia, aunque esto a menudo se considera aceptable para los cortos períodos durante los cuales se utiliza habitualmente.
Se dice que los motores a reacción funcionan húmedos cuando se utiliza postcombustión y secos cuando el motor se utiliza sin postcombustión. Un motor que produce el máximo empuje en húmedo tiene la potencia máxima o el recalentamiento máximo (esta es la potencia máxima que el motor puede producir); un motor que produce el máximo empuje en seco tiene potencia militar o máximo en seco .
Al igual que la cámara de combustión principal de una turbina de gas, el postquemador tiene tanto una carcasa como un revestimiento, y cumple el mismo propósito 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 turbina, por lo tanto, los postquemadores tienden a tener un aumento de temperatura mucho mayor que los de las cámaras de combustión principales. [38] Otra diferencia es que los postquemadores no están diseñados para mezclar combustible tan bien como las cámaras de combustión primarias, por lo que no todo el combustible se quema dentro de la sección de postquemadores. [39] Los postquemadores a menudo también requieren el uso de portallamas para evitar que la velocidad del aire en el postquemador apague la llama. A menudo se trata de cuerpos farol o "canalones en V" directamente detrás de los inyectores de combustible que crean un flujo localizado de baja velocidad de la misma manera que lo hace el domo en la cámara de combustión principal. [40]
Los motores ramjet se diferencian en muchos aspectos de los motores de turbina de gas tradicionales, pero se mantienen la mayoría de los mismos principios. Una diferencia importante es la falta de maquinaria giratoria (una turbina) después de la cámara de combustión. El escape de la cámara de combustión se alimenta directamente a una boquilla. Esto permite que las cámaras de combustión ramjet se quemen a una temperatura más alta. Otra diferencia es que muchas cámaras de combustión ramjet no utilizan revestimientos como lo hacen las cámaras de combustión de turbinas de gas. Además, algunas cámaras de combustión ramjet son cámaras de combustión de volcado en lugar de un tipo más convencional. Las cámaras de combustión de volcado inyectan combustible y dependen de la recirculación generada por un gran cambio en el área de la cámara de combustión (en lugar de los remolinos en muchas cámaras de combustión de turbinas de gas). [41] Dicho esto, muchas cámaras de combustión ramjet también son similares a las cámaras de combustión tradicionales de turbinas de gas, como la cámara de combustión del ramjet utilizada por el misil RIM-8 Talos , que utilizaba una cámara de combustión tipo lata. [42]
Los motores scramjet ( ramjet 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 scramjet pueden ser físicamente muy diferentes de las cámaras de combustión convencionales, enfrentan 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 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 ingresa a 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 viajen aguas arriba hasta la entrada. Si eso sucediera, el motor podría dejar de arrancar , provocando una pérdida de empuje, entre otros problemas. Para evitar esto, los motores scramjet tienden a tener una sección aislante (ver imagen) inmediatamente delante de la zona de combustión. [43]
