Cmaras de Combustin

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  • 8/8/2019 Cmaras de Combustin

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    CMARAS DE COMBUSTIN

    La Combustin es una reaccin qumica, es decir, un proceso termodinmico en el

    cual varia la composicin qumica; su importancia radica en el hecho de que durante

    el mismo se libera energa calorfica.

    La misin de las cmaras es realizar la combustin de la mezcla aire-combustible y

    entregar la energa resultante a la turbina a una temperatura permisible para su

    correcto funcionamiento.

    Para que una cmara de combustin sea aceptable, debe tener unas prdidas de

    presin mnimas, y no debe tener tendencia al apagado.

    El rendimiento de la combustin oscila alrededor de 0,95 y se define como el

    cociente entre la temperatura absoluta que se alcanza en la cmara y la que se

    alcanzara en condiciones ideales, Dicho rendimiento podemos expresarlo en los

    siguientes trminos:

    Los turborreactores tienen un lmite operativo en altura como consecuencia de la

    disminucin del C al disminuir el numerador. Asimismo las posibilidades dereencendido en vuelo aumentan cuando lo hacen P y T, es decir, bajas alturas y

    medias/altas velocidades.

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    Las prdidas de presin en las cmaras suelen se proporcionales a la presin del

    compresor. Es decir, a mayor relacin de compresin, mayores prdidas en las

    cmaras hasta valores de 6 por 100 de cada de presin. Se pretende que dichas

    prdidas de presin sean lo ms pequeas posibles.

    El proceso de combustin se realiza de la siguiente forma:

    Aproximadamente, un motor de reaccin toma 60 a 100 partes de aire por cada

    parte de combustible que entra en las cmaras. De estas 60 partes de aire,

    solamente 15 se queman en la combustin, dado que la relacin estequiometrica o

    ideal es de 15 partes de aire por 1 de combustible.

    O lo que es mismo, solamente el 25 por 100 del aire que entra en el motor

    combustiona, y el 75 por 100 restantes abandona la cmara sin arder, utilizndose

    para refrigerar la superficie de la cmara y para mezclarse con los gases

    quemados, reduciendo la temperatura de entrada en turbinas hasta lmites

    permisibles.

    Estas 60 partes son para motores de un solo flujo. En motores de doble flujo essuperior a las 100 y en los de gran ndice de derivacin de 300 por cada parte de

    combustible.

    TIPOS DE CAMARA DE COMBUSTION

    Pueden ser fundamentalmente de 3 tipos: individuales, anulares o mixtas.

    Cmaras individuales:

    Las cmaras individuales o independientes, en nmero variable de 5 a 10, son las

    ms empleadas en motores de compresor centrfugo y en algunos axiales.

    Constan de una doble pared o tubo, de las cuales la interior se denomina Tubo de

    llama por estar en contacto directo con la combustin.

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    Cada cmara de combustin lleva su propio inyector y dos de las cmaras van

    dotadas de buja de encendido. La razn de llevar dos bujas es exclusivamente por

    seguridad, pues con una sola sera suficiente.

    En realidad el motor de reaccin no necesita encendido continuo una vez que el

    motor ha arrancado, dado que al haber un foco encendido e inyectar

    permanentemente combustible, la combustin se mantiene sin necesidad de llevar

    conectado un sistema. Se conectara en despegue, toma de tierra y ciertas

    condiciones anormales de turbulencia, ingestin de agua volando en lluvia fuerte y

    se llevara desconectado en vuelo normal. Para que la combustin alcance todas las

    cmaras independientes, estas van unidas por unos tubos de propagacin de llamadenominados interconectares de llama.

    El aire de descarga del compresor al entrar en la carga se divide en dos. El aire

    primario (25 por 100 del total) entra por el centro de la cmara para realizar la

    combustin y el 75 por 100 restante o aire secundario pasa entre el Tubo de

    llama y la carcasa exterior de la cmara.

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    El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire

    secundario que reduce la temperatura de aproximadamente 2000 C que se

    alcanzan en la zona de combustin, a unos 1300 C que puede permitir la turbina.

    Adems, este aire secundario forma una capa de aire de refrigeracin entre lacmara y el exterior.

    Estas cmaras tienen mejor resistencia estructural y ligereza de peso, adems de

    un mantenimiento y sustitucin ms sencillos, pero su rendimiento es inferior a las

    anulares.

    Puede ocurrir, si se presentan averas en algunos inyectores, que los alabes del

    primer estator de turbina estn sometidos a diferencia de temperaturas que

    produzcan deformaciones en dichos alabes.

    Cmara anular:

    Algunos motores de compresor axial llevan este tipo de cmaras, sobre todo

    motores de gran ndice de derivacin.

    Esta cmara consta de anillos circulares interiores y exteriores alrededor del eje

    compresor- turbina. Es, por tanto, una especie de anillo que rodea el motor.

    La combustin se realiza en la parte delantera. Suele llevar un colector de tipo

    circular que rodea toda la cmara con unos 30 orificios de salida o inyectores, y

    dos bujas de encendido.

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    Tienen un rendimiento ms alto que las independientes, realizndose mejor la

    mezcla aire- combustible y presentando menores perdidas de presin, asi como una

    mejor refrigeracin de los gases durante la combustin.

    Como desventaja podemos decir que en ellas no puede quitarse normalmente el

    tubo de llama sin desmontar el motor del avin, lo cual presenta mayores problemas

    de costos y tiempo a mantenimiento.

    Cmara Mixta

    Esta cmara mantiene la ventaja de las independientes y anulares, evitando alguna

    de sus desventajas. Consta de una serie de cmaras independientes dentro de unacmara anular. Esta disposicin permite un aumento de la longitud efectiva de la

    cmara sin un aumento apreciable de sus dimensiones fsicas. Su pequea longitud

    hace que la expansin de los gases entre la salida del compresor y la zona de

    combustin no sea excesiva, consiguiendo una distribucin uniforme de

    temperaturas a la entrada de la turbina.

    REQUISITOS DE UNA CMARA DE COMBUSTIN

    1. Estabilidad del proceso de combustin que asegura un trabajo del motor

    sin fallos en todos los regmenes de vuelo.

    2. Valores altos de energa obtenidos por unidad de volumen, lo que implica

    dimensiones mnimas para un determinado valor de energa calorfica.

    3. Campo uniforme de temperaturas a la entrada de turbina.

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    4. Posible reencendido en caso de apagado en cualquier condicin de tierra

    vuelo.

    5. Comodidad de entretenimiento de la cmara, fcil inspeccin, etc.

    MATERIALES EMPLEADOS EN LAS CMARAS

    Para elegir el material, se deben tener en cuenta una serie de fenmenos, a los

    cuales estn sometidas las cmaras a combustin durante su funcionamiento como

    son, la oxidacin, fatiga, fluencia y que presente buenas propiedades de

    conductibilidad y fcil soldadura en caso de fisuras.

    Un material muy empleado es el Nimonic 75, cuya base es el nquel (75 por 100),

    aleado con cromo, titanio, aluminio y cobalto. Se emplea tambin el Discaloy,

    material modificado de acero inoxidable con la adicin de molibdeno, wolframio y

    titanio, que mejora las caractersticas en caliente, y el Nimoplay, compuesto por un

    ncleo de cobre plaqueado con Nimonic 75.

    CONTROL DE COMBUSTIBLE (FUEL CONTROL)

    El control de empuje de un reactor se efecta regulando la cantidad de

    combustible inyectado dentro de las cmaras. Cuando se requiere un empuje

    elevado, se adelantan las palancas de gases (THROTTLES) y la presin en las

    cmaras aumenta debido a un mayor flujo de combustible.

    La consecuencia es un aumento de la corriente de gas y, en definitiva, de la

    velocidad a travs de la turbina, la cual se encargara de aumentar las rpm del

    compresor, incrementando el flujo de aire y produciendo un aumento de empuje.

    Esta relacin entre el flujo de aire a travs del motor y el combustible

    suministrado, se complica por cambios de altitud, temperatura del aire y velocidad

    del avin. Estos cambios varan la densidad del aire de entrada al motor, y

    consecuentemente, la masa de aire que lo atraviesa.

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    El control de combustible en motores de compresor axial simple o centrfugos

    vara el empuje mediante la regulacin de las rpm, pues en estos motores las

    revoluciones y el empuje son proporcionales.

    Los motores de doble compresor se comportan de manera diferente y en ellos, el

    aumento de empuje que experimentan en das fros, se hace a expensas de empuje

    en los das de mayor temperatura, en los que se reduce el empuje del motor. Para

    disponer el mximo empuje posible en los das calurosas, es necesario regular la

    temperatura de entrada en turbinas (Tt5) dentro de una gama de valores y con

    independencia de las revoluciones y cargas del motor.

    Por tanto, la misin principal del control de combustible es dosificar, medir o

    enviar a los inyectores el combustible adecuado en cada condicin.

    El piloto tiene mando sobre dicho control desde la unidad de medicin mediante la

    palanca de gases (thottle) y la llave de corte de combustible (fuel lever)

    Adems, su unidad de computacin recibe una serie de parmetros fijos. Los mas

    importantes son: temperatura total de entrada al compresor (Tt2), rpm delcompresor de alta (N2) y la presin de entrada a las cmaras de combustin