Combustión

Una cámara de combustión es un componente o área de una turbina de gas , un motor estatorreactor o un estatorreactor de combustión supersónica donde se lleva a cabo la combustión . También se lo conoce como quemador , quemador en forma de lata , cámara de combustión o soporte de llama . En un motor de turbina de gas, la cámara de combustión o la cámara de combustión se alimenta con aire a alta presión mediante el sistema de compresión. 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 se expulsa desde la cámara de combustión a través de los álabes guía de la tobera hasta la turbina. En el caso de un motor estatorreactor o estatorreactor de combustión supersónica, el escape se expulsa directamente a través de la tobera.

Una cámara de combustión debe contener y mantener una combustión estable a pesar de caudales de aire muy elevados. 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 sola cámara conocida como cámara de combustión tipo lata. Hoy en día existen tres configuraciones principales: lata, anular y canular (también denominada cámara-anular tubo-anular). Los postquemadores suelen considerarse otro tipo de cámara de combustión.

Las cámaras de combustión desempeñan un papel crucial a la hora de determinar 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).

El objetivo de la cámara de combustión de una turbina de gas es añadir energía al sistema para alimentar las turbinas y producir un gas a alta velocidad que se expulse por la tobera en aplicaciones aeronáuticas. Como ocurre con cualquier desafío de ingeniería, lograr esto requiere equilibrar muchas consideraciones de diseño, como las siguientes:

• Quemar completamente el combustible. De lo contrario, el motor desperdicia el combustible no quemado y genera emisiones no deseadas de hidrocarburos no quemados, monóxido de carbono (CO) y hollín.
• Baja pérdida de presión en la cámara de combustión. La turbina que alimenta la cámara de combustión necesita un flujo de alta presión para funcionar de manera eficiente.
• La llama (combustión) debe mantenerse (contenerse) dentro de la cámara de combustión. Si la combustión se produce más atrás en el motor, las etapas de la turbina pueden sobrecalentarse y dañarse fácilmente. Además, a medida que las palas de la turbina se vuelven más avanzadas y pueden soportar temperaturas más altas, las cámaras de combustión se diseñan para quemar a temperaturas más altas y las piezas de la cámara de combustión deben diseñarse para soportar esas temperaturas más altas.
• Debería ser capaz de volver a encenderse a gran altitud en caso de que se apague el motor.
• Perfil de temperatura de salida uniforme. Si hay puntos calientes en el flujo de salida, la turbina puede verse sometida a estrés térmico u otros tipos de daños. De manera similar, el perfil de temperatura dentro de la cámara de combustión debe evitar los puntos calientes, ya que estos pueden dañar o destruir una cámara de combustión desde el interior.
• Tamaño y peso reducidos. El espacio y el peso son aspectos importantes en las aplicaciones aeronáuticas, por lo que una cámara de combustión bien diseñada procura ser compacta. Las aplicaciones no aeronáuticas, como las turbinas de gas para generar energía, no están tan limitadas por este factor.
• Amplio rango de funcionamiento. La mayoría de las cámaras de combustión deben poder funcionar con una variedad de presiones de entrada, temperaturas y flujos de masa. Estos factores cambian tanto con los ajustes del motor como con las condiciones ambientales (es decir, el acelerador a fondo a baja altitud puede ser muy diferente del acelerador en ralentí a gran altitud).
• Emisiones ambientales. Existen normas estrictas sobre las emisiones de contaminantes como el dióxido de carbono y los óxidos de nitrógeno de las aeronaves, por lo que las cámaras de combustión deben diseñarse para minimizar esas emisiones. (Consulte la sección Emisiones a continuación)

Fuentes: ^{[1] [2]}

Los avances en la tecnología de las cámaras de combustión se centraron en varias áreas distintas: emisiones, autonomía operativa y durabilidad. Los primeros motores a reacción producían grandes cantidades de humo, por lo que los primeros avances en cámaras de combustión, en la década de 1950, apuntaban a reducir el humo producido por el motor. Una vez que se eliminó esencialmente el humo, en la década de 1970 los esfuerzos se dirigieron a reducir otras emisiones, como los hidrocarburos no quemados y el monóxido de carbono (para más detalles, consulte la sección Emisiones a continuación). La década de 1970 también vio una mejora en la durabilidad de las cámaras de combustión, ya que los nuevos métodos de fabricación mejoraron la vida útil de los revestimientos (consulte Componentes a continuación) en casi 100 veces la de los primeros revestimientos. 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 plena potencia, pero esa eficiencia disminuía en configuraciones más bajas. El desarrollo durante esa década mejoró las eficiencias en niveles más bajos. Las décadas de 1990 y 2000 vieron un enfoque renovado en la reducción de las emisiones, en particular los óxidos de nitrógeno . La tecnología de las cámaras de combustión todavía se encuentra en plena investigación y desarrollo, y gran parte de la investigación moderna se centra en mejorar los mismos aspectos. ^[3]

Caso

La carcasa es la cubierta exterior de la cámara de combustión y es 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 poca importancia. Sin embargo, la carcasa sirve como un recipiente de 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 la carcasa. ^[5]

Difusor

El difusor tiene como objetivo reducir la velocidad del aire comprimido a alta velocidad que sale del compresor hasta 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 estar diseñado para limitar la distorsión del flujo tanto como sea posible evitando efectos de flujo como la separación de la capa límite . Al igual que 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]

Transatlántico

El revestimiento contiene el proceso de combustión e introduce los diversos flujos de aire (intermedio, dilución y enfriamiento, consulte las rutas de flujo de aire a continuación) en la zona de combustión. El revestimiento debe estar diseñado y construido para soportar ciclos prolongados de alta temperatura. Por esa razón, los revestimientos tienden a estar hechos de superaleaciones como Hastelloy X. Además, aunque se utilizan aleaciones de alto rendimiento, los revestimientos deben enfriarse con flujo de aire. ^[8] Algunas cámaras de combustión también utilizan recubrimientos de barrera térmica . Sin embargo, todavía se requiere enfriamiento por aire. En general, hay dos tipos principales de enfriamiento de revestimiento: enfriamiento de película y enfriamiento por transpiración. El enfriamiento de película funciona inyectando (por uno de varios métodos) aire frío desde el exterior del revestimiento hasta el interior del revestimiento. Esto crea una fina película de aire frío que protege el revestimiento, reduciendo la temperatura en el revestimiento de alrededor de 1800 kelvins (K) a alrededor de 830 K, por ejemplo. El otro tipo de refrigeración por transpiración es un método más moderno que utiliza un material poroso para la camisa. La camisa porosa permite que pase una pequeña cantidad de aire de refrigeración a través de ella, lo que proporciona beneficios de refrigeración similares a la refrigeración por película. Las dos diferencias principales están en el perfil de temperatura resultante de la camisa y la cantidad de aire de refrigeración necesaria. La refrigeración por transpiración da como resultado un perfil de temperatura mucho más uniforme, ya que el aire de refrigeración se introduce de manera uniforme a través de los poros. El aire de refrigeración por película generalmente se introduce a través de rejillas o lamas, lo que da como resultado un perfil desigual en el que es más frío en las rejillas y más cálido entre las rejillas. Más importante aún, la refrigeración por transpiración utiliza mucho menos aire de refrigeración (del orden del 10% del flujo de aire total, en lugar del 20-50% de la refrigeración por película). El uso de menos aire para la refrigeración permite utilizar más para la combustión, lo que es cada vez más importante para los motores de alto rendimiento y alto empuje. ^{[9] [10]}

Hocico

El hocico es una extensión de la cúpula (ver 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; ver la sección Trayectorias del flujo de aire a continuación). ^[11]

Cúpula /remolino

La cúpula y el remolino son la parte de la cámara de combustión por la que fluye el aire primario (ver las rutas del flujo de aire a continuación) cuando entra en la zona de combustión. Su función es generar turbulencia en el flujo para mezclar rápidamente el aire con el combustible. ^[8] Las primeras cámaras de combustión tendían a utilizar cúpulas de cuerpo romo (en lugar de remolinos), que utilizaban una placa simple para crear turbulencia de estela para mezclar el combustible y el aire. Sin embargo, la mayoría de los diseños modernos están estabilizados por remolino (utilizan remolinos). El remolino establece una zona de baja presión local que obliga a algunos de los productos de la combustión a recircular, creando la 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 remolino deben diseñarse cuidadosamente para no generar más turbulencia de la necesaria para mezclar suficientemente el combustible y el aire. ^[12]

Inyector de combustible

El inyector de combustible es responsable de introducir combustible en la zona de combustión y, junto con el remolino (arriba), es responsable de mezclar el combustible y el aire. Hay cuatro tipos principales de inyectores de combustible: inyectores de atomización a presión, inyectores de chorro de aire, inyectores de vaporización y inyectores de premezcla/prevaporización. ^[8] Los inyectores de combustible de atomización 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 simple, 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 da como resultado una combustión incompleta o desigual que tiene más contaminantes y humo. ^{[13] [14]}

El segundo tipo de inyector de combustible es el inyector de chorro de aire. Este inyector "lanza" una lámina de combustible con una corriente de aire, atomizando el combustible en gotitas 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 las rutas de flujo de aire a continuación) que se desvía a través del inyector, en lugar del remolino. 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 chorro 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 que se queme. Este método permite que el combustible se queme con menos radiación térmica , lo que ayuda a proteger el revestimiento. Sin embargo, el tubo vaporizador puede tener serios problemas de durabilidad con un bajo flujo de combustible en su interior (el combustible dentro del tubo protege al tubo 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 quemarse antes de que la mezcla de combustible y aire llegue a la zona de combustión. Si esto sucede, la cámara de combustión puede sufrir daños graves. ^[16]

Encendedor

La mayoría de los encendedores en aplicaciones de turbinas de gas son encendedores de chispa eléctrica, 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 lejos aguas arriba para que no se dañe por la combustión misma. Una vez que la combustión se inicia inicialmente por el encendedor, es autosuficiente y el encendedor ya no se usa. ^[17] En las cámaras de combustión anulares y en forma de cana (ver 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 estos métodos es la inyección de oxígeno, donde el oxígeno se alimenta al área de ignición, lo que ayuda a que el combustible se queme fácilmente. Esto es particularmente útil en algunas aplicaciones de aeronaves donde el motor puede tener que reiniciarse a gran altitud. ^[18]

Aire primario

Este es el aire de combustión principal. Es aire altamente comprimido proveniente del compresor de alta presión (que a menudo se desacelera 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 de revestimiento. Este aire se mezcla con combustible y luego se quema. ^[19]

Aire intermedio

El aire intermedio es el aire que se inyecta en la zona de combustión a través del segundo conjunto de orificios de 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 la combustión.

Aire de dilución

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 con cuidado para producir el perfil de temperatura uniforme deseado en la cámara de combustión. Sin embargo, a medida que la tecnología de las palas de turbina mejora, lo que les permite soportar temperaturas más altas, el aire de dilución se utiliza menos, lo que permite el uso de más aire de combustión. ^[20]

Aire de enfriamiento

El aire de refrigeración es aire que se inyecta a través de pequeños orificios en el revestimiento para generar una capa (película) de aire frío que proteja 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]

Los combustores de lata 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 guía hacia cada lata individual, donde se desacelera, se mezcla con combustible y luego se enciende. El aire secundario también proviene del compresor, donde se alimenta fuera del revestimiento (dentro del cual se lleva a cabo la combustión). Luego, el aire secundario se alimenta, generalmente a través de ranuras en el revestimiento, hacia la zona de combustión para enfriar el revestimiento mediante enfriamiento de película fina. ^[23]

En la mayoría de las aplicaciones, se disponen múltiples latas alrededor del eje central del motor, y su escape compartido se alimenta a la(s) turbina(s). Las cámaras de combustión tipo lata fueron las más utilizadas 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 se necesita quitar una sola lata, en lugar de toda la sección de combustión. La mayoría de los motores de turbina de gas modernos (en particular para aplicaciones aeronáuticas) no utilizan cámaras de combustión tipo lata, ya que a menudo pesan más que las alternativas. Además, la caída de presión a través de la lata es generalmente mayor que la de otras cámaras de combustión (del orden del 7%). La mayoría de los motores modernos que utilizan cámaras de combustión tipo lata son turboejes con compresores centrífugos . ^{[24] [25]}

El siguiente tipo de combustor es el combustor "can-anular" ^[26] . Al igual que el combustor tipo lata, los combustores can-anulares tienen zonas de combustión discretas contenidas en revestimientos separados con sus propios inyectores de combustible. A diferencia del combustor tipo lata, todas las zonas de combustión comparten una carcasa de anillo (anillo) común. Cada zona de combustión ya no tiene que servir como un recipiente de 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 del combustor can-anular generalmente tiene un perfil de temperatura más uniforme, lo que es mejor para la sección de la 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 propagarse fácilmente y encender las otras. Este tipo de combustor también es más ligero que el tipo lata y tiene una caída de presión menor (del orden del 6%). Sin embargo, un combustor anular puede ser más difícil de mantener que un combustor de lata. ^[28] Ejemplos de motores de turbina de gas que utilizan un combustor anular incluyen el turborreactor General Electric J79 y los turbofán Pratt & Whitney JT8D y Rolls-Royce Tay . ^[29]

El último tipo de cámara de combustión, y el más utilizado, es la cámara de combustión completamente anular. Las cámaras de combustión anulares eliminan las zonas de combustión separadas y simplemente tienen un revestimiento y una carcasa continuos en un anillo (el anillo). Las cámaras de combustión anulares tienen muchas ventajas, entre ellas una combustión más uniforme, un tamaño más pequeño (por lo tanto, más ligero) y una menor área de superficie. ^{[30] [31]} Además, las cámaras de combustión anulares tienden a tener temperaturas de salida muy uniformes. También tienen la menor caída de presión 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 centra en mejorar este tipo.

Una variación del combustor anular estándar es el combustor anular doble (DAC). Al igual que un combustor anular, el DAC es un anillo continuo sin zonas de combustión separadas alrededor del radio. La diferencia es que el combustor tiene dos zonas de combustión alrededor del anillo: una zona piloto y una zona principal. La zona piloto actúa como la de un combustor anular simple 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 masa a través del combustor. La implementación de GE de este tipo de combustor se centra en reducir las emisiones _de NOx y CO2 _. [ ^33] Un buen diagrama de un DAC está disponible en Purdue. Extendiendo los mismos principios que el combustor anular doble, se han propuesto e incluso patentado combustores anulares triples y "anulares múltiples". ^{[34] [35]}

Uno de los factores determinantes en el diseño de turbinas de gas modernas 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 de manera más uniforme el combustible con el aire. Como se explicó en la sección sobre inyectores de combustible anterior, los inyectores de combustible modernos (como los inyectores de combustible con chorro de aire) atomizan el combustible de manera uniforme y eliminan las bolsas locales de alta concentración de combustible. La mayoría de los motores modernos utilizan este tipo de inyectores de combustible y, en esencia, 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 CO2 _. 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 estrechamente relacionadas. Los UHC son, en esencia, combustible que no se quemó por completo. Se producen principalmente a niveles de potencia bajos (cuando el motor no quema todo el combustible). ^[37] Gran parte del contenido de UHC reacciona y forma CO dentro de la cámara de combustión, por lo que los dos tipos de emisiones están estrechamente 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 de 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 . El CO y el OH reaccionan para formar CO2 _y H. Este proceso, que consume el CO, requiere un tiempo relativamente largo (se utiliza "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 largo tiempo de residencia (esencialmente la cantidad de tiempo que los gases están 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 el CO se consume más (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 NO _x , y viceversa. Este hecho significa que la mayoría de las reducciones de emisiones exitosas requieren la combinación de varios métodos. ^[36]

Un postquemador (o recalentador) es un componente adicional añadido a algunos motores a reacción , principalmente a los de los aviones supersónicos militares . Su propósito es proporcionar un aumento temporal del empuje , tanto para el vuelo supersónico como para el despegue (ya que la alta carga alar típica de los diseños de aviones supersónicos significa que la velocidad de despegue es muy alta). En los aviones militares, el empuje adicional también es útil para 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 consumo de combustible muy alto y su ineficiencia, aunque esto a menudo se considera aceptable para los cortos períodos durante los cuales generalmente se usa.

Los motores a reacción se denominan motores de combustión húmeda cuando se utiliza postcombustión y motores de combustión seca cuando se utilizan sin postcombustión. Un motor que produce el máximo empuje en húmedo está a máxima potencia o máximo recalentamiento (esta es la máxima potencia que puede producir el motor); un motor que produce el máximo empuje en seco está a potencia militar o máximo en seco .

Al igual que la cámara de combustión principal de una turbina de gas, el postquemador tiene una carcasa y un revestimiento, que cumplen la misma función que sus homólogos de la cámara de combustión principal. Una diferencia importante entre una cámara de combustión principal y una cámara de postquemador es que el aumento de temperatura no está limitado por una sección de turbina, por lo que las cámaras de postquemador tienden a tener un aumento de temperatura mucho mayor que las cámaras de combustión principales. ^[38] Otra diferencia es que las cámaras de postquemador no están diseñadas 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 postquemador. ^[39] Las cámaras de postquemador también suelen requerir el uso de sostenedores de llama para evitar que la velocidad del aire en la cámara de postquemador apague la llama. Estos suelen ser cuerpos romos o "canaletas en V" directamente detrás de los inyectores de combustible que crean un flujo localizado de baja velocidad de la misma manera que lo hace la cúpula en la cámara de combustión principal. ^[40]

Los motores estatorreactores difieren en muchos aspectos de los motores de turbina de gas tradicionales, pero la mayoría de los principios son los mismos. Una diferencia importante es la falta de maquinaria rotatoria (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 estatorreactores quemen a una temperatura más alta. Otra diferencia es que muchas cámaras de combustión estatorreactores no utilizan revestimientos como las cámaras de combustión de turbina de gas. Además, algunas cámaras de combustión estatorreactores son cámaras de combustión de descarga en lugar de un tipo más convencional. Las cámaras de combustión de descarga inyectan combustible y dependen de la recirculación generada por un gran cambio de área en la cámara de combustión (en lugar de remolinos en muchas cámaras de combustión de turbina de gas). ^[41] Dicho esto, muchas cámaras de combustión estatorreactores también son similares a las cámaras de combustión de turbina de gas tradicionales, como la cámara de combustión del estatorreactor utilizado por el misil RIM-8 Talos , que utilizaba una cámara de combustión de tipo lata. ^[42]

Los motores estatorreactores ( ramjet de combustión supersónica ) presentan una situación muy diferente para la cámara de combustión que los motores de turbina de gas convencionales (los estatorreactores no son turbinas de gas, ya que generalmente tienen pocas o ninguna parte móvil). Si bien las cámaras de combustión estatorreactores pueden ser físicamente bastante 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 estatorreactor debe abordar estos desafíos en un entorno de flujo supersónico . Por ejemplo, para un estatorreactor 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 estatorreactor es evitar que las ondas de choque generadas por la cámara de combustión viajen corriente arriba hacia la entrada. Si eso sucediera, el motor podría dejar de arrancar , lo que resultaría en pérdida de empuje, entre otros problemas. Para evitar esto, los motores estatorreactores tienden a tener una sección aisladora (ver imagen) inmediatamente delante de la zona de combustión. ^[43]

• Componentes de los motores a reacción

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Notas

Bibliografía

• Flack, Ronald D. (2005). "Capítulo 9: Cámaras de combustión y postcombustión". Fundamentos de la propulsión a chorro con aplicaciones . Cambridge Aerospace Series. Nueva York, NY: Cambridge University Press. ISBN 978-0-521-81983-1.
• Henderson, Robert E.; Blazowski, William S. (1989). "Capítulo 2: Tecnología de combustión de turbopropulsión". En Oates, Gordon C. (ed.). Tecnología y diseño de sistemas de propulsión de aeronaves . Serie educativa de la AIAA. Washington, DC: Instituto Americano de Aeronáutica y Astronáutica. ISBN 0-930403-24-X.
• Mattingly, Jack D.; Heiser, William H.; Pratt, David T. (2002). "Capítulo 9: Diseño de componentes de motores: sistemas de combustión". Diseño de motores de aeronaves . Serie educativa de la AIAA (2.ª ed.). Reston, VA: Instituto Americano de Aeronáutica y Astronáutica. ISBN 1-56347-538-3.

• Mattingly, Jack D. (2006). "Capítulo 10: Entradas, toberas y sistemas de combustión". Elementos de propulsión: turbinas de gas y cohetes . Serie educativa de la AIAA. Reston, VA: Instituto Americano de Aeronáutica y Astronáutica. ISBN 1-56347-779-3.