ESTABILIDAD DE LA COMBUSTIÓN - c)

En la Fig VIII.20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presión en unos tubos en forma de bastón situados en la zona primaria. De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo, mezclándose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible.
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribución de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible. El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formación de depósitos de carbón por el craking del combustible en los tubos del vaporizador, que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos.

ESTABILIDAD DE LA COMBUSTIÓN - b)

b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyección hacia atrás, lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario; sin embargo resulta muy difícil impedir que el inyector se recaliente y en consecuencia se deteriore. Por esta razón, este procedimiento se utiliza más en cámaras de postcombustión de turbinas de gas de aviación, Fig VIII.19, los postquemadores sólo actúan en períodos cortos para incrementar el empuje

ESTABILIDAD DE LA COMBUSTIÓN - a)

En algunas cámaras de combustión se consigue una adecuada distribución, tanto de la corriente en la zona de combustión, como de la estabilidad de la llama, introduciendo la mayor parte del aire primario a través de las paredes laterales del tubo de llama, a cierta distancia del inyector, Fig VIII.18, y dirigiéndola hacia éste. Una mínima parte de este aire primario entra a través de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector.

ESTABILIDAD DE LA COMBUSTIÓN

El procedimiento de introducción del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilización total del proceso de combustión en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llama.
La configuración gasodinámica del flujo viene determinada por la forma y colocación de los dispositivos de admisión de aire primario y secundario en el tubo de llama de la cámara de combustión. Por ello, estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilización de la llama. A continuación examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estable.
En las cámaras con torbellinador, el combustible se inyecta en la misma dirección que la corriente de aire, mientras que el aire primario se introduce a través de unos álabes radiales torsionados, conocidos como álabes torbellinadores, creándose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relación
al eje de la cámara como se muestra en la Fig VIII.15.
De esta forma se crea cerca del eje de la cámara una zona de bajas presiones y a consecuencia de ésto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama, creando en la zona de combustión superficies con pequeñas velocidades de aire del orden de 15 a 25 m/seg; estas contracorrientes
garantizan una buena mezcla del combustible con el aire, mejorándose la vaporización del combustible y la inflamación de la mezcla fresca.
A veces, se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador, inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama, en vez de hacerlo a través de orificios planos. Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presión
y dirigido hacia los chorros de combustible. Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores pérdidas hidráulicas.
Existen otros métodos que prescinden del torbellinador para crear una configuración gasodinámica adecuada para la estabilidad de la llama, siendo algunos tipos de cámaras de combustión, los siguientes:

TURBINAS DE GAS INDUSTRIALES

En las turbinas de gas industriales, el espacio ocupado por el sistema de combustión tiene solamente una importancia relativa.
La combustión se puede realizar en una o dos cámaras de gran tamaño conectadas con la admisión de la turbina por medio de un caracol; cuando el ciclo sea regenerativo, estas cámaras van precedidas por el regenerador. En las turbinas de gas industriales medianas o grandes se utilizan, con cierta frecuencia, cámaras de combustión verticales de forma que el flujo de aire circule en contracorriente con el de los productos de la combustión. Este tipo de cámaras tiene su origen en las antiguas calderas Velox que se desarrollaron a partir de los años 50 para responder a las exigencias impuestas por la utilización de combustibles de mala calidad. El aire procedente del compresor barre la zona exterior del tubo evitándose de esta forma problemas de oxidación en el mismo.

El quemador va situado en el centro de la parte superior de la cámara, asegurándose la pulverización del combustible, que se calienta por radiación de la llama y por las paredes de la cámara que están a una temperatura suficiente, del orden de 1000°C, se vaporiza y arde.
El aire primario se distribuye en remolino alrededor del quemador; este movimiento helicoidal asegura en la parte central una velocidad de flujo reducido y produce además corrientes de retorno que facilitan la combustión. El aire de mezcla primario no se debe inyectar demasiado pronto a fin de dejar que
la combustión tenga el tiempo necesario para efectuarse completamente.
Por tanto, la mezcla tiene lugar en la parte inferior de la cámara, debiendo asegurarse una penetración adecuada del aire secundario en el interior de la masa de los gases de combustión, disponiendo cierto número de chorros perpendiculares a las paredes.

CÁMARAS DE COMBUSTIÓN TUBO-ANULARES

Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de cámara mixta, que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular.
Este tipo de cámara se utiliza bastante en los motores grandes de aviación; en la Fig VIII.11 se representa un esquema de cámara tubo-anular.

CÁMARAS DE COMBUSTIÓN ANULARES

Cuando el compresor es axial, en aviación resulta más adecuado utilizar una única cámara anular, la cual rodea al eje del compresor-turbina; dicha cámara consta de un solo tubo de llama, también anular, y una serie de inyectores cuyo número puede oscilar entre 12 y 20.

De esta forma, el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al máximo dando lugar a un motor de sección frontal más reducida, produciéndose en comparación con el anterior, menores pérdidas de carga; en la Fig VIII.10 se indica un esquema de este tipo de turbina.
Tienen un rendimiento más alto que las individuales, relacionándose mejor la mezcla airecombustible y presentando menores pérdidas de presión, así como una mejor refrigeración de los gases durante la combustión.
Este modelo presenta los siguientes inconvenientes:
Resulta muy difícil obtener una distribución uniforme de la relación combustible-aire a pesar de utilizar un gran número de inyectores.
Como consecuencia de lo anterior, se presentan problemas a la salida de la cámara para conseguir una distribución uniforme de temperatura.
Estructuralmente son más débiles, por lo que es difícil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama, problema que es particularmente preocupante en motores de gran diámetro.
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avión, lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento.