camere di combustione

[sunny life]

a che temperatura funzionano ? quali materiali vengono utilizzati...
qualcuno a informazioni di queste zone "infernali" ?

[JT8D]

Le camere di combustione sono molto importanti per il funzionamento ottimale del motore: devono permettere una combustione ottimale, stabile e uniforme in tutte le condizioni di funzionamento del motore, in modo da assicurare il massimo rendimento del motore e la minima formazione di inquinanti.
Le condizioni di funzionamento sono molto variabili.
Il funzionamento delle camere di combustione, spiegato in maniera generica, insieme ai vari tipi di camere di combustione esistenti, lo puoi trovare all'interno di questo documento:

http://www.md80.it/wp-content/uploads/2 ... i-base.pdf

Come puoi notare, si deve creare una regione di bassa velocità assiale che permetta il mantenimento e la stabilizzazione della fiamma. Inoltre gran parte dell'aria in ingresso non partecipa alla combustione ma viene utilizzata per il raffreddamento della camera, in pratica formando un film che isola il metallo dai gas, permettendo quindi allo stesso di resistere alle altissime temperature, oltre a diluire i gas in uscita abbassandone la temperatura prima dell'ingresso in turbina.
Tieni presente che la temperatura dei gas prodotti dalla combustione può raggiungere i 1800-2000 gradi, quindi sarebbe troppo alta perchè la turbina possa sopportarla, pur con le tecniche di raffreddamento e i materiali moderni.
I materiali con cui sono costruite sono delle particolari leghe metalliche, come ad esempio le Nimonic.

Paolo

[sunny life]

grazie delle informazioni Paolo.

[Thechief]

Ciao Paolo avrei una domanda per te

le camere di combustione che studiamo sono principalmente 3: tubolare, tubo-anulare e anulare.

La prima, cioè la tubolare o multipla, è ormai in disuso sui aerei di trasporto considerevoli, è composta da elementi tubolari singoli dove in ognuno avviene una completa combustione.
Ma la mia domanda è : quella specie di "foro anulare" centrale che si vede a pag 8, è il condotto principale dove scorre l'aria di raffreddamento?

Per quanto riguarda la camera tubo-anulare, noi sappiamo che è composta da diversi tubi di fiamma racchiusi in un carter esterno...ma in questi tubi di fiamma avviene la combustione come nei tubolari allora?
In questa camera però, il raffreddamento avviene tramita aria che scorre tra carter esterno e tubi di fiamma...e il solito anello centrale che serve?stesso scopo?

Grazie mille,
Max

[JT8D]

Le camere di combustione tubolari sono formate da più elementi singoli, ognuno dei quali è una camera di combustione completa (come quella di Pag.7), disposte intorno all'asse del motore. Se ho capito bene, ti riferisci al foro disposto centralmente: quello non ha a che fare con le camere di combustione e il loro raffreddamento, lì passa l'albero turbina compressore.
Le tubo-anulari sono una via di mezzo tra multiple e anulari: abbiamo tubi di fiamma distinti e separati, come nelle tubolari, ma racchiusi in un unico involucro toroidale. L'aria di raffreddamento fluisce tra i vari tubi di fiamma e il carter di contenimento: per il foro centrale vale quanto detto sopra
Questo schema dovrebbe chiarirti le idee:



Paolo

[Thechief]

Tubi di fiamma e elementi tubolari sono la stessa cosa quindi?

[Achille]

Teoricamente sì.

Magari hai già visto tutto, ma questa immagine rende perfettamente l'idea della "tubolarità". (fonte Wiki)

[Thechief]

Grazie mille ad Achille e Paolo.
Quindi, riassumendo l'immagine, la camera di combustione di questo motore è di tipo tubolare e veniva infatti "accoppiata" con un compressore centrifugo...come si vede in foto.
Ma ora la domanda è: la vera differenza tra tubolare ed tubo-anulare sta nel raffreddamento??

[Achille]

Sì. Poi in realtà un motore tubolare sarà molto "ciccione", mentre uno misto o anulare sono meno grossi.

Ora la domanda la faccio io: quanti motori tubo-anulari sono stati costruiti? Perchè da quello che mi ricordo dal corso di Propulsione il salto è stato abbastanza netto, quindi da tubolare direttamente ad anulare. Sbaglio?

[JT8D]

Grazie mille ad Achille e Paolo.
Quindi, riassumendo l'immagine, la camera di combustione di questo motore è di tipo tubolare e veniva infatti "accoppiata" con un compressore centrifugo...come si vede in foto.
Ma ora la domanda è: la vera differenza tra tubolare ed tubo-anulare sta nel raffreddamento??

Sì, la camera tubolare si adatta bene ad essere installata dopo un compresspre centrifugo. Presentano il vantaggio di poter essere provate e sostituite anche singolarmente, danno una buona miscelazione, ma hanno peso e ingombro maggiori rispetto alle altre soluzioni, oltre a dare qualche difficoltà in avviamento per la scarsa propagazione tra le varie camere (per questo ci sono i canali di comunicazione tra le varie camere). L'anulare presenta peso e ingombro contenuti, ottima propagazione della fiamma lungo tutta la circonferenza all'avvio, richiedono meno aria di raffreddamento e quindi migliora la combustione. Per contro è difficoltoso smontarla.
La tubo-anulare, come abbiamo visto è una soluzione intermedia: la differenza non è solo il raffreddamento, come spiegato nei post sopra, ma costruttivamente sono diverse dalle tubolari, avendo un certo numero di tubi di fiamma che sono racchiusi da un unico carter toroidale, al contrario delle tubolari dove ogni tubo di fiamma ha il suo carter di contenimento.

Ora la domanda la faccio io: quanti motori tubo-anulari sono stati costruiti? Perchè da quello che mi ricordo dal corso di Propulsione il salto è stato abbastanza netto, quindi da tubolare direttamente ad anulare. Sbaglio?

Ce ne sono, anche molto famosi.
Tanto per fare qualche nome, il JT8D e il J79 sono dotati di camere di combustione can-annular.

Paolo

[Achille]

Sì, la camera tubolare si adatta bene ad essere installata dopo un compresspre centrifugo. Presentano il vantaggio di poter essere provate e sostituite anche singolarmente, danno una buona miscelazione, ma hanno peso e ingombro maggiori rispetto alle altre soluzioni, oltre a dare qualche difficoltà in avviamento per la scarsa propagazione tra le varie camere (per questo ci sono i canali di comunicazione tra le varie camere). L'anulare presenta peso e ingombro contenuti, ottima propagazione della fiamma lungo tutta la circonferenza all'avvio, richiedono meno aria di raffreddamento e quindi migliora la combustione. Per contro è difficoltoso smontarla.
La tubo-anulare, come abbiamo visto è una soluzione intermedia: la differenza non è solo il raffreddamento, come spiegato nei post sopra, ma costruttivamente sono diverse dalle tubolari, avendo un certo numero di tubi di fiamma che sono racchiusi da un unico carter toroidale, al contrario delle tubolari dove ogni tubo di fiamma ha il suo carter di contenimento.

A me è stato spiegato che oltre all'ingombro le tubolari davano problemi con la turbina, nel senso che sollecitavano termicamente il primo stadio in modo eterogeneo. E' corretto?

Ce ne sono, anche molto famosi.
Tanto per fare qualche nome, il JT8D e il J79 sono dotati di camere di combustione can-annular.
Paolo

Ok, grazie mille!

[JT8D]

A dire il vero io mi ricordavo che erano le anulari a dare problemi riguardo profili di temperatura non uniformi in uscita.
Per sicurezza sono andato a riguardarmi i testi: confermano che le anulari hanno difficoltà di miscelazione e di ottenimento di profili di temperatura in uscita uniformi.
Come saprai bene anche tu l' indice usato per quantificare l'uniformità della distribuzione di temperatura all'uscita del combustore è il Pattern Factor.

Paolo

[Achille]

Probabilmente mi sono perso un pezzo durante il corso. Grazie mille!

[87Nemesis87]

Pattern Factor

???

...cosa sarebbe? in inglese non riesco a capirlo

[JT8D]

Il pattern factor quantifica la distribuzione di temperatura allo scarico delle camere di combustione, che naturalmente deve essere il più uniforme possibile per evitare picchi di temperatura sulle palette della turbina.
Come ben si sa dalla termodinamica, più è alta la temperautra di ingresso in turbina, migliore sarà il rendimento, ma la cosa è limitata principalmente dalla resistenza della turbina stessa.
Il pattern factor è definito come:

T4max-T4min / T4-T3

ovvero il rapporto tra la massima e la minima temperatura sulla sezione di uscita dal combustore ed il salto di temperatura attraverso di esso (con T4 temperatura media di uscita).

Paolo

[87Nemesis87]

grazie!

[Dysko]

Per non stare ad aprire un altro thread, posto qui dentro...
Per il corso di Propulsione Aerospaziale, devo scrivere una tesina su un argomento a mia scelta. Dopo un fallimentare tentativo di confrontare turbofan e turboprop sul Do-328 (dotato di entrambe le motorizzazioni, ne avevo già parlato quest'estate cercando di ottenere i dati), ho deciso di spostare la mia attenzione sul progetto di un motoreattore.
Per chi non lo sapesse, il motoreattore è un particolare tipo di motore a reazione non dotato di turbina (il compressore viene fatto girare da un motore alternativo). Anche un aereo italiano ha avuto questo tipo di motore, il Caproni-Campini CC2.

Non essendoci il problema di una turbina subito dietro la camera di combustione, pensavo di "spremere" al massimo la temperatura in camera di combustione. È plausibile pensare di arrivare a temperature di 2400 K (circa 2130 °C)? Adottando tecniche di raffreddamento per film-cooling (spillando aria dal compressore) e di raffreddamento rigenerativo (usando il combustibile stesso come liquido di raffreddamento prima di mandarlo in camera di combustione) è possibile arrivare a temperature più alte? La mia idea è di ottenere spinte più elevate grazie a una maggior temperatura (e quindi velocità) di efflusso.
Ovviamente, so che un motoreattore, per complessità e consumi, sarebbe totalmente antieconomico, ma è l'unico argomento originale che mi veniva in mente.

Grazie per le risposte

[Achille]

Ehm il pilota che fine fa? con 2000 K si fa anche la sauna credo!

[Dysko]

Ehm il pilota che fine fa? con 2000 K si fa anche la sauna credo!

Bè, con motori a razzo quelle temperature si raggiungono, e non mi sembra che i vari piloti collaudatori di aerei come X-1, X-15 ecc. avessero da ridire sul caldo in cabina
Poi avrebbero dovuto lamentarsi della tendenza di alcuni aerei sperimentali ad entrare in situazioni... "esplosive", ma questo è un altro discorso

Comunque, ho scelto la temperatura di 2400 K perchè è la temperatura adiabatica di fiamma di una miscela stechiometrica di cherosene e aria (con cherosene e ossigeno puro si possono ottenere temperature più alte). Poi scriverò anche un programmino in MATLAB per mostrare come variano le caratteristiche del motore al variare della temperatura, ma per ora mi preme raggiungere la temperatura più alta possibile.

[87Nemesis87]

È plausibile pensare di arrivare a temperature di 2400 K (circa 2130 °C)? Adottando tecniche di raffreddamento per film-cooling (spillando aria dal compressore) e di raffreddamento rigenerativo (usando il combustibile stesso come liquido di raffreddamento prima di mandarlo in camera di combustione) è possibile arrivare a temperature più alte?

se con i vari sistemi di raffreddamento che intendi utilizzare riesci a fare in modo di non superare il limite termico del materiale di rivestimento delle pareti della camera di combustione secondo me puoi farlo...

[Achille]

Ehm il pilota che fine fa? con 2000 K si fa anche la sauna credo!

Bè, con motori a razzo quelle temperature si raggiungono, e non mi sembra che i vari piloti collaudatori di aerei come X-1, X-15 ecc. avessero da ridire sul caldo in cabina
Poi avrebbero dovuto lamentarsi della tendenza di alcuni aerei sperimentali ad entrare in situazioni... "esplosive", ma questo è un altro discorso

Comunque, ho scelto la temperatura di 2400 K perchè è la temperatura adiabatica di fiamma di una miscela stechiometrica di cherosene e aria (con cherosene e ossigeno puro si possono ottenere temperature più alte). Poi scriverò anche un programmino in MATLAB per mostrare come variano le caratteristiche del motore al variare della temperatura, ma per ora mi preme raggiungere la temperatura più alta possibile.

Sì hai ragione, solo che quando ho letto il tuo messaggio mi sono immaginato una configurazione simile al Coandă-1910. Sicuramente lo conosci già però lascio lo stesso il link.

http://it.wikipedia.org/wiki/Coand%C4%83-1910

[Dysko]

Sì hai ragione, solo che quando ho letto il tuo messaggio mi sono immaginato una configurazione simile al Coandă-1910. Sicuramente lo conosci già però lascio lo stesso il link.

http://it.wikipedia.org/wiki/Coand%C4%83-1910

Immaginavo
Sì, lo conosco, nella tesina l'ho anche messo in un'appendice sull'uso del motoreattore (includendo anche il Caproni-Campini e i Mikoyan-Gurevich I-250 e Sukhoi Su-5, unici 2 aerei operativi con motoreattore).

[JT8D]

Logico che, come la termodinamica insegna, innalzare la temperatura di uscita dalle camere di combustione permette di innalzare il rendimento della macchina termica, ma naturalmente nei turboreattori ciò è limitato dalla turbina e dalla temperatura a cui può resistere (anche se con le tecniche moderne di raffreddamento e con i materiali utilizzati si riece a farle lavorare a temerature altissime senza problemi).
Nel caso del motoreattore, non avendo la turbina, secondo me puoi tirare maggiori temperature senza problemi.
Chiaramente il vincolo, anche secondo me, sarà la resistenza del materiale della camera di combustione (dove dovrai curare in maniera ottimale il raffreddamento) e dello scarico.

Paolo