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
