6.2.4: Cámara de combustión

Última actualización
Guardar como PDF

Page ID: 87163

\( \newcommand{\vecs}[1]{\overset { \scriptstyle \rightharpoonup} {\mathbf{#1}} } \) \( \newcommand{\vecd}[1]{\overset{-\!-\!\rightharpoonup}{\vphantom{a}\smash {#1}}} \)\(\newcommand{\id}{\mathrm{id}}\) \( \newcommand{\Span}{\mathrm{span}}\) \( \newcommand{\kernel}{\mathrm{null}\,}\) \( \newcommand{\range}{\mathrm{range}\,}\) \( \newcommand{\RealPart}{\mathrm{Re}}\) \( \newcommand{\ImaginaryPart}{\mathrm{Im}}\) \( \newcommand{\Argument}{\mathrm{Arg}}\) \( \newcommand{\norm}[1]{\| #1 \|}\) \( \newcommand{\inner}[2]{\langle #1, #2 \rangle}\) \( \newcommand{\Span}{\mathrm{span}}\) \(\newcommand{\id}{\mathrm{id}}\) \( \newcommand{\Span}{\mathrm{span}}\) \( \newcommand{\kernel}{\mathrm{null}\,}\) \( \newcommand{\range}{\mathrm{range}\,}\) \( \newcommand{\RealPart}{\mathrm{Re}}\) \( \newcommand{\ImaginaryPart}{\mathrm{Im}}\) \( \newcommand{\Argument}{\mathrm{Arg}}\) \( \newcommand{\norm}[1]{\| #1 \|}\) \( \newcommand{\inner}[2]{\langle #1, #2 \rangle}\) \( \newcommand{\Span}{\mathrm{span}}\)\(\newcommand{\AA}{\unicode[.8,0]{x212B}}\)

La cámara de combustión (también denominada quemador o combustor) es donde ocurre la combustión. El combustible se mezcla con el aire de alta presión que sale del compresor y se produce la combustión. El gas de escape de alta temperatura resultante se utiliza para girar la turbina de potencia, produciendo el trabajo mecánico para mover el compresor y eventualmente produciendo empuje después de pasar a través de la boquilla.

El quemador se encuentra entre el compresor y la turbina de potencia. El quemador está dispuesto como algo corto de anillo para que el eje central del motor que conecta la turbina y el compresor se pueda asignar en el agujero. Los tres tipos principales de cámaras de combustión son anulares; lata; e híbrido can-anular.

2022-01-21 8.28.24.png
Figura 6.7: Cámara de combustión o combustor.

Las cámaras de combustión de latas son cámaras de combustión cilíndricas autónomas. Cada lata tiene su propio inyector de combustible. Cada uno puede obtener una fuente de aire de la apertura individual. Al igual que la cámara de combustión tipo lata, las cámaras de combustión anulares de lata tienen zonas de combustión discretas contenidas en forros 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 aire común. Las cámaras de combustión anulares no utilizan zonas de combustión separadas y simplemente tienen un revestimiento continuo y una carcasa en un anillo (el anillo).

Muchos quemadores modernos incorporan diseños anulares, mientras que el diseño de latas es más antiguo, pero ofrece la flexibilidad de las latas modulares. Las ventajas del diseño del quemador anular de lata son que las latas individuales se diseñan y prueban más fácilmente, y la carcasa es anular. Los tres diseños se encuentran en turbinas de gas modernas.

Los detalles de mezclar y quemar el combustible son muy complicados y por lo tanto no se estudiarán en este curso las ecuaciones que rigen el proceso de combustión. Para los efectos de este curso, la cámara de combustión puede considerarse como el lugar donde se incrementa la temperatura del aire con una ligera disminución de la presión. La presión en la cámara de combustión puede considerarse casi constante durante la combustión. Usando los números de estación de la Figura 6.2, la relación de presión de la cámara de combustión (CbPr) es igual a la presión de estancamiento en la etapa 4 (\(p_{4t}\)) dividida por la presión de estancamiento en la etapa 3 (\(p_{3t}\)), es decir:

\[BPR = \dfrac{p_{4t}}{p_{3t}} \sim 1.\nonumber\]

La termodinámica en la cámara de combustión son diferentes a las del compresor y turbina porque en la cámara de combustión se libera calor durante el proceso de combustión. En el compresor y la turbina, los procesos son adiabáticos (no hay calor involucrado): la presión y la temperatura están relacionadas, y el cambio de temperatura está determinado por la ecuación energética.

En el caso de la cámara de combustión, el proceso ya no es adiabático. Se agrega combustible en la cámara. La masa agregada del combustible puede contabilizarse usando una relación entre el flujo\(f\) de combustible y el flujo másico de aire, que se puede cuantificar como:

\[f = \dfrac{\dot{m}_f}{\dot{m}} = \dfrac{\tfrac{T_{4t}}{T_{3T}} - 1}{\tfrac{\eta_b Q}{cT_{3t}} - \tfrac{T_{4t}}{T_{3T}}},\]

donde\(\dot{m}_f\) denota el flujo másico del combustible,\(Q\) es la constante de calentamiento (que depende del tipo de combustible),\(c\) representa el calor específico promedio,\(T_{t3}\) es la temperatura de estancamiento en la entrada de la cámara de combustión,\(T_{4t}\) es la temperatura de estancamiento en la salida de la cámara de combustión, y \(\eta_b\)es la eficiencia de la cámara de combustión. Esta relación es muy importante para determinar el rendimiento general de la aeronave ya que proporciona una medida de la cantidad de combustible necesaria para quemar una determinada cantidad de flujo de aire (en las condiciones de presión y temperatura aguas abajo del compresor) y posteriormente generar el empuje correspondiente.