Cmaras de Combustin

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 (Ps4).

Estas variables, junto con otras secundarias como pueden ser: temperatura de

combustible, relacin de flujo de combustible, presin de descarga del compresor,

etc, variarn la magnitud del empuje para un flujo de combustible dado.

La temperatura de entrada Tt2 corregir el empuje. La presin de combustin en

las cmaras limitara el flujo de manera que no se exceda la presin interna del

motor sobre todo en condiciones de baja altura y temperatura.


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En general, y a efectos de obtener el mximo rendimiento trmico y el mximo

empuje, se procura mantener la temperatura de entrada en turbinas (Tt5) lo ms

prxima posible a la temperatura critica.

Adems, el control de combustible debe mantener el funcionamiento del motor

dentro de una relacin aire-combustible en un margen tal, que evite la posibilidad

de un apagado de llama en toda la gama de operacin.

Finalmente los motores dotados con sistema de inyeccin de agua, al conectarlo,

envan una seal al control de combustible para conseguir un aumento del flujo de

combustible.

Es importante destacar que el empuje del motor a reaccin puede variar

enormemente con la densidad del aire de entrada al motor. En condiciones

estticas, la densidad del aire es funcin de la presin baromtrica (altitud) y

temperatura ambiente (O.A.T). Adems de estos parmetros, en vuelo, el empuje,

se ve afectado por la velocidad del aire por impacto (ram). La densidad del aire es

funcin de la temperatura total de entrada (Tt2).

Para una posicin fija de mando de gases, el control de combustible compensa

automticamente las variaciones de densidad de aire y temperatura de entrada,


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enviando el flujo de combustible a las cmaras, de acuerdo con la demanda de

r.p.m. del motor.

F.A.D.E.C. (FULL AUTHORITY DIGITAL ENGINE CONTROL)

Hasta el momento, los controles de combustible como el descrito, eran de tipo

hidromecnico, pero su enorme complejidad, a la vez que el incremento de

parmetros que se les va aadiendo, aconsejan dispositivos de clculo electrnico.

El primer pas hacia los mecanismos tipo FADEC, los constituyen los dispositivos

electrnicos que vigilan el comportamiento de las unidades hidromecnicas, como el

que incorpora el motor JT9 D- 7R4 que propulsa el A-310 o el CFM 56 del A-320.

Fundamentalmente el FADEC, es un control de combustible de regulacin

electrnica que reduce el consumo de combustible y disminuye los costos de

mantenimiento, adems de aliviar a la tripulacin de parte de su tarea.

El primer turborreactor civil equipado con un FADEC ha sido el Pratt Whitney PW

2037 que motoriza a algunos B-757 entre otros. Este FADEC desarrollado por

Hamilton Estndar va montado en el crter de la primera etapa del fan e incorporaunos amortiguadores de vibracin. Est refrigerado por aire y lleva dos

calculadoras digitales separadas entre si. Cada calculadora acta sobre un canal

independiente y cualquiera de ambos puede actuar por si mismo sobre el motor.

Estos canales se comparan entre si antes de decidir cualquier cambio en la posicin

de la vlvula de control de combustible. Siempre, un canal acta como principal,

pero si falla el control pasa automticamente al otro.

Lleva adems todo tipo de dispositivos de seguridad, aislamiento, cableado contra

los efectos de los rayos y una alimentacin elctrica propia, independiente de los

circuitos normales del avin, si bien tambin puede alimentarse en determinados

momentos de la energa del avin.

Adems de la optimizacin de la explotacin del motor ya comentada, los tiempos

de mantenimiento se reducen considerablemente, puesto que para el reemplazo de


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una unidad FADEC se requieren aproximadamente 15 minutos, mientras que un Fuel

Control hidromecnico puede llevar ms de tres horas.

El equipo cumple los requerimientos impuesto por las aviaciones civiles de fiabilidad

de los motores. El rgimen de fallos catastrficos de avin debe ser inferior al 0,1

por milln de horas de vuelo de todas las causas de motor.

Desde el punto de vista de la tripulacin es sabido que el mayor rendimiento de los

motores de gran ndice de derivacin se obtiene a elevadas temperaturas, si bien

estos motores son muy sensibles a la superacin de los lmites previstos (EGT). En

determinadas ocasiones las tripulaciones sobrecargadas en sus tareas en el

momento de despegue, no pueden garantizar un control y ajuste preciso de los

motores.

A menudo esos lmites son superados las consecuencias para el motor desastrosas.

El FADEC no permite sobrepasar esos lmites en ninguna circunstancia, por lo que

la tripulacin no debe tomar precauciones especiales en la operacin del motor.

El FADEC es tambin responsable del arranque del motor. El piloto solo tiene queselectar ralent en las palancas de control de combustible y los motores arrancan

enviando sus parmetros al CRT de cabina para indicar que todo funciona

correctamente.

En el caso de aviones computarizados como el A-320, esta funcin tambin puede

ser realizada por el sistema de gestin de vuelo (FMS), pudindose prever para el

futuro una combinacin del FADEC con el FMS en un solo sistema.

INYECTORES.

El combustible se inyecta en la cmara a travs del inyector o inyectores. La misin

de los inyectores consiste en asegurar una buena pulverizacin del combustible. La

eficacia de la pulverizacin se mide por el valor del dimetro medio de las gotas

(grado de pulverizacin o atomizacin). A mayor grado de pulverizacin, sea,

cuanto menor es el dimetro de las gotas, tanto mayor es, para un gasto dado de


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combustible, la superficie total de las gotas y los procesos de vaporizacin y

combustin se realizan con mayor rapidez. La pulverizacin del combustible suele

conseguirse con inyectores centrfugos. Este tipo de inyector lanza el combustible

en forma de una capa hueca cnica entre 60 y 90.

Los inyectores ms utilizados en la actualidad son los de presin y atomizacin por

aire sangrado del compresor para prevenir formacin de carbn en los orificios.

Frecuentemente se emplean inyectores mltiples para dosificar grandes

cantidades de combustible con una adecuada distribucin y evitar los problemas

que causara la obstruccin de un inyector.

El sistema ms empleado en motores grandes es utilizar un colector primario y

otro secundario.

Estos colectores se denominan a veces piloto y principal, respectivamente. El

primario o piloto enva suficiente combustible para operacin con bajo empuje. A

altos regmenes de empuje, el secundario o principal entra en funcionamiento al


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sobrepasar una determinada posicin de la palanca de gases. El combustible

comienza entonces a fluir por el primario y secundario de los inyectores.

En inyectores de este tipo, el combustible primario es enviado a travs de un

orificio en el centro del inyector y el combustible secundario se lanza pulverizado a

travs de una serie de orificios que rodean concntricamente al primario central.

INYECCION DE AGUA:PRINCIPIO DE UTILIZACIN

Al desarrollar el empuje, que este dependa en gran medida de la densidad y en

definitiva de la masa que atraviesa el motor. Asimismo, vimos que se produce una

cada de empuje al disminuir la presin con la altitud, o cuando aumenta latemperatura ambiente.

Bajo estas condiciones el empuje puede mantenerse e incluso aumentarse

enfriando el flujo de aire con agua.

Conviene aclarar que inyectar agua en un motor de reaccin aumenta el empuje, en

principio, al aadir una masa adicional a la expresin del empuje, como lo son la

masa de aire y la de combustible.

El agua puede inyectarse en alguno de estos puntos: entrada al compresor, difusor

precmaras o en las propias cmaras de combustin. El mtodo de mas utilizado en

motores de compresor axial es la inyeccin en las cmaras, pues la distribucin del

liquido se realiza mejor.


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Veamos el efecto al inyectar agua en la entrada al compresor. Al lanzar esa pelcula

de agua pulverizada en la entrada al motor, la temperatura de la corriente de aire

disminuye y como consecuencia la densidad del aire y el empuje aumentan. Si se

inyecta solamente agua, se reducir la temperatura de entrada en turbinas (T t5

para los motores de doble compresor). Tngase en cuenta, adems, que al disminuir

la temperatura del aire, necesitamos sacar menos energa en turbinas, pues

requiere menos energa comprimir aire frio que caliente.

A veces, en lugar de agua desmineralizada exclusivamente, se emplea una mezcla de

30 por 100 de metanol y 70 por 100 de agua. Con la adicin del metanol, se eleva de

nuevo la temperatura de entrada en turbinas, puesto que se quema en las cmaras,

y por tanto el empuje se restaura sin ajustar el flujo de combustible.

Cuando se inyecta en las propias cmaras, la masa de descarga a travs de la

turbina y la tobera se incrementa y esto supone un aumento en la presin esttica


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de descarga de gases y, consecuentemente, un empuje adicional. La reduccin de

T t5 debido a la inyeccin de agua se compensa al programar el control de

combustible, un flujo adicional que libera una mayor energa en las cmaras,

aumentando algo la velocidad de rotacin (r.p.m) y en definitiva obteniendo unempuje adicional. Al igual que en el caso anterior, si se aade metanol al agua, la

temperatura de entrada en turbinas se restaura de nuevo a sus valores primitivos

por la combustin del metanol. As pues, cuando actan las bombas de inyeccin de

agua, el control de combustible recibe informacin de que se ha conectado la

inyeccin a efectos de aumentar el flujo de combustible.

El efecto del metanol, adems de evitar el empobrecimiento de la mezcla yacomentado, evita en parte el congelamiento, sobre todo cuando se inyecta en la

entrada al compresor.

Por tanto, con el empleo de la inyeccin de agua se consigue mantener empujes a

temperaturas ms altas e incluso aumentos que oscilan de 10 por 100 al 30 por 100.

Sin embargo, el consumo especfico aumenta bastante con relacin al empuje seco.

Por ejemplo, un aumento de un 12 por 100 en el empuje, incrementara el consumo

de combustible en 35 por 100.


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El deposito tiene una capacidad de 2.360 kg; cuatro bombas de paletas centrifugas

movidas por potentes motores elctricos se encargan de enviar el agua hacia los

motores y todas las bombas estn conectadas por un nico interruptor. En el

conducto de alimentacin hay sensores de presin y de flujo, para dar aviso delfuncionamiento del sistema. Obsrvese como la informacin a la vlvula de corte se

proporciona una seal neumtica procedente del compresor de alta, solo cuando el

mando de gases esta adelantado aproximadamente 90, que equivale a un 92 por

ciento de N 2 y que evidentemente solo se alcanzara en despegue.

Si no se utilizase toda el agua, debe drenarse al exterior durante la primera media

hora de vuelo.

El sistema de drenaje del exterior esta protegido contra el congelamiento por una

resistencia elctrica del calentamiento accionada por el mecanismo de cambio de

modo tierra/vuelo (Ground Safety Relay).

DIAGRAMA P-V-T


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La combustin se realiza tericamente a presin constante segn el Ciclo Brayton.

Si bien la temperatura cae a lo largo de la cmara, el gradiente positivo del grafico

trata de representar el alto nivel trmico alcanzado en dicho elemento.

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