ES2210689T3 - Camara de combustion para turbomaquina. - Google Patents
Camara de combustion para turbomaquina.Info
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Abstract
LA INVENCION SE REFIERE A UNA CAMARA DE COMBUSTION QUE TIENE VARIOS INYECTORES (11) AEROMECANICOS MONTADOS EN EL FONDO (4) DE LA CAMARA QUE CONECTA LA PARTE SUPERIOR DE DOS PAREDES ANULARES (1,3) Y ESTAN ALIMENTADOS CON COMBUSTIBLE DE MANERA PERMANENTE DURANTE EL FUNCIONAMIENTO. LOS INYECTORES (11) ESTAN DISPUESTOS EN DOS HILERAS CONCENTRICAS (14A, 14B) ALREDEDOR DEL EJE DE SIMETRIA (2) Y DE DOS EN DOS EN PLANOS LONGITUDINALES QUE PASAN POR EL EJE DE SIMETRIA (2). LOS INYECTORES DE LAS DOS HILERAS (14A, 14B) ESTAN PRACTICAMENTE EQUIDISTANTES DE LA SALIDA (6) DE LA CAMARA Y TIENEN EJES (15A, 15B) ORIENTADOS HACIA LA SALIDA (6). UNA DISTRIBUCION JUICIOSA DE LOS AGUJEROS PRIMARIOS, DE LOS AGUJEROS DE DILUCION Y DEL CAUDAL DE AIRE PERMITE REDUCIR LA EMISION DE LOS OXIDO DE NITROGENO.
Description
Cámara de combustión para turbomáquina.
Uno de los objetivos prioritarios en el dominio
de las turbomáquinas utilizadas en la aeronaútica, sobre todo para
uso civil, pero también militar, es la lucha contra la polución
atmosférica, y principalmente, la lucha contra la emisión de óxidos
de nitrógeno.
La producción de óxidos de nitrógeno es función
de la riqueza, las temperaturas, la relación de compresión y la
duración de la combustión. Se produce principalmente en las zonas
de la cámara de combustión, donde la riqueza está cerca de la
relación estequiométrica y es tanto más importante en cuanto la
temperatura y la relación de compresión son elevadas. También,
conviene disminuir el tiempo de estancia en estas zonas críticas o
disminuir la importancia.
El problema es tanto más difícil de resolver dado
que las turbomáquinas de aviación están sometidas a varios regímenes
de vuelo, principalmente a un régimen de ralentí y a un régimen de
pleno gas en el despegue del avión.
Se ha propuesto ya, en FR 2 691 235, FR 2 706 021
y FR 2 686 683, cámaras de combustión en las cuales los inyectores
de carburante están repartidos en dos grupos, estando destinados
los inyectores de uno de los grupos a la alimentación de carburante
durante un primer modo de funcionamiento, tal como el régimen de
ralentí, y estando destinados los inyectores del otro grupo a la
alimentación de carburante durante un segundo de funcionamiento,
tal como el régimen de pleno gas. En estas cámaras de combustión,
los dos grupos de inyectores están dispuestos de forma concéntrica
en el fondo de la cámara y están separados físicamente por placas
separadoras que se extienden hacia el interior de la cámara, a fin
de definir dos secciones de longitud diferente en el recinto de
combustión, siendo utilizada la región más corta en régimen de pleno
gas. Estas cámaras de combustión, denominadas de doble cabeza, son
complejas y pesadas para un empuje máximo dado, por el hecho de que
los inyectores de una de las cabezas están fuera de funcionamiento
durante una parte del vuelo y durante el despegue. Además, en este
tipo de cámara, las placas separadoras deben soportar
solicitaciones mecánicas y térmicas muy importantes y con frecuencia
disimétricas. Son por ello difíciles incluso de concebir y de
fabricar.
El documento
US-A-5 284 019 muestra otro ejemplo
de cámara de combustión de doble cabeza en la que las paredes
externa e interna llevan agujeros de dilución. El aire se introduce
a través de un separador axial que hace de mezclador y dispuesto
entre las dos filas de inyectores.
La presente invención propone otra solución, más
simple que las precedentes y que posee otras ventajas para
disminuir las emisiones de óxidos de nitrógeno.
La invención trata entonces de una cámara de
combustión que lleva dos paredes anulares separadas mutuamente,
reunidas aguas arriba por un fondo y limitando con éste un recinto
de combustión, un eje de simetría sensible de las citadas paredes
anulares, inyectores de carburante dispuestos en orificios
adaptados en el fondo, estando alimentados los citados inyectores
en carburante de forma permanente durante el funcionamiento de la
citada cámara de combustión, pasos de admisión de un aire
complementario dispuestos en dicho fondo, agujeros primarios
dispuestos en las paredes citadas y destinados a introducir un
caudal de aire en la zona primaria del recinto, agujeros de
dilución dispuestos en las citadas paredes aguas abajo de los
agujeros primarios y destinados a introducir aire en la zona de
dilución del recinto, y agujeros de enfriamiento de las paredes de
la zona de dilución, definiendo las citadas paredes de aguas abajo
una salida anular para la evacuación del gas de combustión fuera
del recinto citado.
Cada cámara de combustión se caracteriza por el
conjunto de las disposiciones siguientes:
- a)
- los inyectores de carburante están repartidos en dos filas concéntricas alrededor del eje de simetría;
- b)
- las dos filas de inyectores llevan el mismo número N de inyectores repartidos regularmente alrededor del eje de simetría;
- c)
- los inyectores de la fila externa están situados en los mismos planos longitudinales que pasan por el eje de simetría que los inyectores de la fila interna;
- d)
- los inyectores de la fila interna y los inyectores de la fila externa son sensiblemente equidistantes de la salida del recinto y sus ejes están dirigidos hacia la citada salida;
- e)
- los inyectores son del tipo aeromecánico y equipados de cubetas;
- f)
- los pasos de admisión de aire complementario están repartidos en un grupo interno de paso situado entre la pared anular interna y las cubetas de los inyectores de la fila interna, un grupo externo situado entre la pared anular externa y las cubetas de los inyectores de la fila externa y un grupo mediano situado entre las cubetas de los inyectores de la fila interna y las cubetas de los inyectores de la fila externa.
Se adoptan además las disposiciones ventajosas
siguientes:
En funcionamiento, las proporciones de aire
inyectado son sensiblemente de 26% en el nivel de los inyectores,
7,5% por los pasos, 22,3% por los agujeros primarios, 24,7% por los
agujeros de dilución y 19,5% por los orificios de enfriamiento, con
respecto al caudal total de aire inyectado en el recinto.
Las dos filas de inyectores introducen
sensiblemente la misma cantidad de aire y de carburante.
La proporción de aire inyectado por los pasos se
reparte de la siguiente manera: sensiblemente 1,6% del caudal total
se introduce por el grupo interno de paso, 3,5% por el grupo
mediano y 2,4% por el grupo externo.
El número de agujeros de dilución es igual al
doble del número de agujeros primarios.
El número de agujeros primarios por virola es
igual al doble del número de inyectores de cada fila de
inyectores.
Los agujeros de dilución dispuestos en una pared
anular están situados en un plano transversal separado del plano
transversal que contiene los agujeros primarios de la misma pared,
una distancia d inferior a la distancia D que separa dos agujeros
primarios adyacentes.
Si L indica la longitud del recinto y H su
espesor radial máximo, la relación de la longitud L al espesor H
es superior o igual a 1,2.
Otras ventajas y características de la invención
saldrán de la lectura de la descripción siguiente hecha a título de
ejemplo y en referencia a los dibujos anexos, en los cuales:
la figura 1 es un corte axial de una cámara de
combustión conforme a la invención;
la figura 2 es una vista según la flecha F de la
figura 1 que muestra la disposición de los inyectores en el fondo
de la cámara;
la figura 3 es un corte axial esquemático de la
cámara de combustión de la figura 1, que muestra el reparto óptimo
de los caudales de aire introducidos en el recinto de la cámara de
combustión por los diversos orificios, y
la figura 4 es una vista desarrollada de las
paredes interna y externa de la cámara de combustión de la figura 1
en la región de los agujeros primarios y de dilución.
La cámara de combustión de turbina de gas
representada en los dibujos lleva una pared anular interna 1 de eje
2, una pared anular externa 3 de eje 2 y un fondo 4 que limita con
esas dos paredes anulares 1 y 3, un recinto de combustión 5 que
tiene en los extremos de las paredes 1 y 3 alejados del fondo 4 una
salida 6 anular, de eje 2, para la evacuación de los gases de
combustión hacia una turbina dispuesta aguas abajo del recinto de
combustión 5. Esta última está colocada en un espacio 7 limitado por
una envoltura interna 8 y una envoltura externa 9 anulares, de eje
2, y en la cual se admite (flecha G) un carburante bajo presión,
generalmente aire puesto bajo presión por un compresor movido por
la turbina.
El fondo 4 presenta una pluralidad de orificios
10 en cada uno de taladro para la introducción de un caudal de
aire que participa en la vaporización y la pulverización del
carburante y en una cubeta 13 ensanchada hacia la salida 6 y que
forma parte del fondo 4 de la cámara de combustión.
Como se ve claramente en las figuras 1 y 2, los
inyectores de carburante 11 están repartidos en dos filas
concéntricas 14a, 14b, de eje 2.
Las dos filas de inyectores 14a, 14b llevan el
mismo número N de inyectores regularmente repartidos
circunferencialmente alrededor del eje 2. Los ejes 15a de los
inyectores de la fila interna 14a están dirigidos hacia la salida 6
del recinto 5, y los ejes 15b de los inyectores de la fila externa
14b están dirigidos igualmente hacia la salida 6, de tal manera que
los ejes 15a, 15b de dos inyectores superpuestos 11 se cortan
sensiblemente en la región de la salida 6. Los dos inyectores
superpuestos están unidos a una misma rampa 16 que contiene
carburante.
Según una característica de la cámara de
combustión según la presente invención, los inyectores 11 de las dos
filas 14a, 14b están equidistantes sensiblemente de la salida 6 y
son alimentados al mismo tiempo y permanentemente durante su
funcionamiento. Por otra parte, no está previsto que existan placas
separadoras entre las dos filas 14a, 14b de inyectores.
Además de los taladros 12 para la introducción de
aire en el recinto de combustión, está previsto, en el fondo 4,
pasos para la introducción de un aire complementario. Estos pasos
están repartidos en tres grupos: un grupo interno de paso 17a
situado entre la pared anular interna 1 y las cubetas de los
inyectores de la fila interna 14a, un grupo externo de paso 17b
situado entre la pared anular externa 3 y las cubetas de los
inyectores de la fila externa 14b, y un grupo mediano de paso 17c
situado entre las cubetas de los inyectores de la fila interna 14a
y las cubetas de los inyectores de la fila externa 14b.
Las paredes interna 1 y externa 3 llevan además
agujeros primarios 18a, 18b para la introducción de un caudal de
aire en la zona primaria 19 del recinto 5 que están regularmente
repartidos en planos transversales P_{3}, P_{4} perpendiculares
al eje de simetría 2, y agujeros de dilución 20a, 20b para la
introducción de un caudal de aire de dilución en la zona de dilución
21 del recinto 5 que están regularmente repartidos en planos
transversales P_{5}, P_{6} perpendiculares al eje de simetría
2.
El número de agujeros primarios 18a, 18b en cada
una de las paredes 1 y 3 es igual al doble del número de inyectores
N de cada fila de inyectores 14a, 14b, mientras que el número de
agujeros de dilución 20a, 20b es igual al doble del número de
agujeros primarios.
Así como se muestra en la figura 4, la distancia
d_{1} que separa los dos planos P_{4}, y P_{6} es inferior a
la distancia D_{1} de los dos agujeros primarios consecutivos 18b
de la pared externa 3. Igualmente, la distancia d_{2} que separa
los dos planos P_{3} y P_{5} es inferior a la distancia
D_{2} de los dos agujeros primarios consecutivos 18a de la pared
interna 1. Por otra parte, esta distancia d_{2} es inferior a la
distancia d_{1} y sensiblemente igual a la mitad de esta
última.
Aguas abajo de los agujeros de dilución 20a, 20b,
las paredes interna 1 y externa 3 llevan además orificios de
enfriamiento 21a, 21b para la introducción de un aire de
enfriamiento de estas paredes.
El caudal de aire G introducido en el espacio 7
alimenta el recinto de combustión 5 según el reparto siguiente,
mostrado en la figura 3.
Alrededor del 13% del caudal G se introduce a
través de los inyectores 11 de cada fila 14a, 14b.
Alrededor del 7,5% del caudal G se introduce a
través de los pasos 17a, 17b, 17c, a razón de 1,6% por el grupo de
pasos internos 17a, de 2,4% por el grupo de pasos externos 17b y de
3,5% por el grupo de pasos medianos 17c.
Alrededor del 10,2% del caudal G se introduce por
los agujeros primarios 18a y 12,1% por los agujeros primarios
18b.
Alrededor del 11,8% del caudal G se introduce por
los agujeros de dilución 20a de la pared interna 1 y 12,9% del
caudal G por los agujeros de dilución 20b de la pared externa
3.
Finalmente, alrededor del 9,2% se introduce por
los orificios de enfriamiento 21a y 10,3% por los orificios de
enfriamiento 21b.
Este reparto del caudal de aire permite obtener
una relación de equivalencia del inyector de 1,8 a pleno gas y una
relación de equivalencia en zona primaria inferior a 0,86 con una
riqueza en el recinto a pleno gas de 32,6%, sabiendo que la
relación de equivalencia es la relación de la riqueza en la zona
con respecto a la riqueza estequiométrica, siendo la riqueza en la
zona la relación entre el caudal de carburante y el caudal de aire
en la zona.
Los cálculos han comprobado que es el tipo de
reparto propuesto el que permite reducir al mínimo las emisiones de
óxido de nitrógeno, y ello tanto mejor cuando los agujeros de
dilución 20a, 20b han sido acercados a los agujeros primarios 18a,
18b.
Si ahora se considera la configuración global de
la cámara de combustión, y si se designa por L la longitud del
recinto 5 y por H su espesor radial máximo, se constata que la
ausencia de un separador entre las dos filas de inyectores 14a,
14b, permite el acercamiento de las cabezas externa e interna, lo
que permite obtener una relación entre la longitud L y su espesor
radial H superior o igual a 1,2, mientras que es de 1 en las
cámaras anulares de doble cabeza tradicionales. En estas
condiciones, se puede alimentar la cámara de aire con un difusor
de simple flujo 22 sin aumentar la pérdida de carga en su
contorno.
Finalmente, la inclinación de los ejes 15a de los
inyectores 11 de la fila interna 14a en paralelo a la línea media
de la pared interna 1 mejora el nivel de las tensiones térmicas de
esta pared, haciendo siempre posible el montaje y desmontaje de los
inyectores 11.
Claims (6)
1. Cámara de combustión que tiene dos paredes
anulares (1, 3) separadas mutuamente, unidas aguas arriba por un
fondo (4) que delimitan con éste un recinto de combustión (5), un
eje (2) de simetría sensible de las citadas paredes (1, 3)
anulares, inyectores de carburante (11) repartidos en dos filas
(14a, 14b) concéntricas alrededor del eje de simetría (2) y
dispuestos en orificios (10) practicados en el fondo (4), teniendo
las dos filas citadas (14a, 14b) el mismo número N de inyectores
repartidos regularmente alrededor del eje de simetría (2), estando
situados los citados inyectores (11) de la fila externa (14b) en
los mismos planos longitudinales (P1, P2) que pasan por el eje de
simetría (2) que los inyectores (11) de la fila interna ( 14a),
siendo los inyectores de la fila interna (14a) y los inyectores de
la fila externa (15) sensiblemente equidistantes de la salida (6)
del recinto y estando sus ejes (15a, 15b) dirigidos hacia la salida
citada (6), siendo los inyectores (11) del tipo aerodinámico y
estando equipados de cubetas (13), estando alimentados los
inyectores con carburante de manera permanente durante el
funcionamiento de la citada cámara de combustión, pasos de admisión
(17a, 17b,17c) de un aire complementario repartidos en un grupo
interno (17a) situado entre la pared anular interna (1) y las
cubetas de los inyectores de la fila interna (14a), un grupo
externo situado entre la pared anular externa (3) y las cubetas de
los inyectores de la fila externa (14b) y un grupo mediano (17c)
situado entre las cubetas de los inyectores de la fila interna
(14a) y las cubetas de los inyectores de la fila externa (14b) y
dispuestos en dicho fondo (4), orificios primarios (18a, 18b)
practicados en las citadas paredes (1,3) y destinados a introducir
un caudal de aire en la zona primaria (19) del recinto, agujeros de
dilución (20a, 20b) dispuestos en las citadas paredes (1,3) aguas
abajo de agujeros primarios (18a, 18b) y destinados a introducir
aire en la zona de dilución (21) del recinto, y orificios de
enfriamiento (21a, 21b) de las paredes de la zona de difusión,
definiendo las citadas paredes (1, 3) aguas abajo una salida (6)
anular para la evacuación del gas de combustión fuera de dicho
recinto (5), caracterizada por el hecho que, en
funcionamiento, las proporciones de aire inyectado son
sensiblemente de 26% al nivel de los inyectores (11), 7,5% por los
pasos (17a, 17b, 17c), 22,3% por los agujeros primarios (18a, 18b),
24,7% por los agujeros de dilución (20a, 20b) y 19,5% por los
orificios de enfriamiento (21a, 21b), con respecto al caudal total
de aire inyectado en el recinto y por el hecho de que las dos filas
de inyectores (14a, 14b) introducen sensiblemente la misma cantidad
de aire y de carburante.
2. Cámara de combustión según la reivindicación
1, caracterizada por el hecho que la proporción de aire
inyectado por los pasos se reparte de la siguiente manera:
sensiblemente 1,6% del caudal total se introduce por el grupo
interno (17a) de paso, 3,5% por el grupo mediano (17c) y 2,4% por el
grupo externo (17b).
3. Cámara de combustión según una de las
reivindicaciones 1 ó 2, caracterizada por el hecho que el
número de agujeros de dilución (20a, 20b) es igual al doble del
número de agujeros primarios (18a, 18b).
4. Cámara de combustión según la reivindicación
3, caracterizada por el hecho que el número de agujeros
primarios (18a, 18b) en cada una de las paredes (1) es igual al
doble del número de inyectores (11) de cada fila de inyectores
(14a, 14b).
5. Cámara de combustión según una cualquiera de
las reivindicaciones 1 al 4, caracterizada por el hecho que
los agujeros de dilución (20a, 20b) dispuestos en una pared anular
(1,3) están situados en un plano transversal (P5, P6) separado del
plano transversal (P3, P4) que contiene los agujeros primarios
(18a, 18b) de la misma pared, una distancia (d1, d2) inferior a la
distancia (D1, D2) que separa dos agujeros primarios adyacentes
(18a, 18b).
6. Cámara de combustión según una cualquiera de
las reivindicaciones 1 al 5, en la cual L indica la longitud del
recinto y H su espesor radial máximo, caracterizada por el
hecho que la relación de la longitud L al espesor H es superior o
igual a 1,2.
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