Camere di combustione [1-28]

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1 Politecnico di Milano Facoltà di Ingegneria Industriale Corso di Laurea in Ingegneria Aerospaziale Insegnamento di Propulsione Aerospaziale Anno accademico 2011/12 Capitolo 4 sezione b Camere di combustione [1-28]

2 Requisiti della camera di combustione Elevata efficienza di combustione Affidabilità e dolcezza nell accensione, sia a terra che a seguito di uno spegnimento in quota Ampi limiti di stabilità (per significative variazioni di pressione, velocità e rapporti aria/combustibile) Basse perdite di pressione Distribuzione della temperatura allo scarico ( pattern factor ) tale da garantire la massima durata delle pale della turbina Assenza di oscillazioni di pressione e di altre manifestazioni di instabilità indotte dalla combustione Basse emissioni inquinanti (fumo, incombusti, inquinanti) Dimensioni e geometria compatibili con il progetto del motore Bassi costi di progetto e di realizzazione Facilità di manutenzione Durata Capacità di operare con combustibili diversi Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 01

3 Considerazioni fondamentali di progetto Fig. [a]: questa configurazione avrebbe perdite di pressione eccessive; la perdita di pressione dovuta alla combustione è proporzionale al quadrato della velocità dell aria. Fig. [b]: per ridurre questa perdita di pressione si usa un diffusore. La velocità si riduce di circa 5 volte (da 150 m/s a circa 30 m/s). Fig. [c]: per stabilizzare la fiamma occorre creare una zona di ricircolazione. Il limite imposto dalla temperatura di ingresso in turbina porta a rapporti A/F (allo scarico della camera di combustione) dell ordine di 50, che sono ben al di fuori del limite di infiammabilità. Fig. [d]: per ovviare al problema si ricorre all impiego di un liner per controllare la distribuzione dell aria. Sono pertanto evidenziati i componenti fondamentali di una camera di combustione: l involucro, il diffusore, il liner, il sistema di iniezione di combustibile. Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 02

4 Schema della camera di combustione Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 03

5 Tipologie e caratteristiche Camera tubolare (a singolo tubo di fiamma) Camera tubolare (a tubi multipli) Camera tuboanulare Camera anulare Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 04

6 La camera anulare Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 05

7 Caratteristiche della zona primaria Funzioni della zona primaria sono di ancorare la fiamma e garantire un tempo di residenza, valori di temperatura e livelli di turbolenza tali da portare a completa combustione del combustibile. Esistono fondamentalmente due tipologie di zona primaria: la can (ricircolazione a grande scala, lenta miscelazione, bassa velocità di rilascio di calore volumetrica, capacità di operare su di un ampio intervallo di portate di combustibile e a basse pressioni) e la pepperpot (ricircolazione con vortici prodotti di piccola scala, elevate velocità di rilascio di calore volumetrico, basse emissioni, ma scarse prestazioni a basse pressioni e ristretto intervallo di combustione). Il diametro del liner è imposto da considerazioni di rendimento di combustione e perdite di pressione. Per ottimizzare il dimensionamento in termini di lunghezza si impiegano: getti contrapposti (Fig. a), swirl (Fig. b), oppure una soluzione combinata getti contrapposti-swirl (Fig. c). Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 06

8 Caratteristiche della zona intermedia Funzione a bassa quota: Alle temperature della zona primaria ( K) si ha dissociazione di CO 2 in CO e O (per miscela stechiometrica a 2 MPa e 2350 K, è presente circa l 1.5% di CO). Se i gas caldi passassero direttamente alla zona di diluizione e venissero rapidamente raffreddati, la composizione verrebbe congelata e CO, un potenziale combustibile, verrebbe scaricato incombusto. L abbassamento di temperatura a un livello intermedio permette la combustione di CO e di altri residui incombusti. Funzione ad alta quota: Ad alta quota, e pertanto a bassa pressione, la velocità di reazione in zona primaria è più lenta, a causa delle più basse concentrazioni di combustibile ed aria, e la combustione non è completata all uscita della zona primaria. In queste condizioni la zona intermedia rappresenta un estensione della zona primaria, garantendo un più elevato tempo di residenza prima di raffreddare e congelare le reazioni nella zona di diluizione. La lunghezza della zona intermedia è pertanto un compromesso tra accresciuta lunghezza della camera e ridotta efficienza di combustione. Valori tipici si collocano tra il 50 70% del diametro del liner, estendendosi fino al 100% in motori destinati a volare a quota elevata in condizioni di crociera per lunghi periodi. Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 07

9 Caratteristiche della zona di diluizione Ruolo della zona di diluizione è introdurre l aria residua dopo che sono state soddisfatte le richieste della combustione e del raffreddamento delle pareti del liner. Fondamentale è la generazione di una distribuzione di temperatura tale da soddisfare le richieste imposte dalle palette della turbina. Nel progetto di una camera di combustione, il raggiungimento di un desiderato pattern factor costituisce uno degli aspetti prevalenti. La quantità di aria di diluizione è compresa tra il 20 e il 40% della portata d aria totale che interessa la camera di combustione. Il rapporto L/D della zona di diluizione si colloca in un intervallo tra 1.5 e 1.8. Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 08

10 Distribuzione della temperatura allo scarico Pattern factor: pattern factor = (T max T 4 ) / (T 4 T 3 ) T max = temperatura massima misurata T 3 T 4 = temperatura media dell aria all ingresso = temperatura media all uscita Le temperature più significative per le palette della turbina sono quelle che costituiscono il profilo medio radiale (media aritmetica calcolata a ciascun raggio). Per descrivere la distribuzione di temperatura radiale si ricorre a: profile factor = (T mr T 4 ) / (T 4 T 3 ) T mr = massima temperatura media circonferenziale Le precedenti definizioni si prestano per situazioni nelle quali si considera ideale una distribuzione uniforme di temperatura all uscita. Nei motori moderni la distribuzione media radiale di temperatura alla sezione di uscita della camera di combustione non è uniforme ma presenta un picco oltre il 50% della pala. E allora più utile definire: turbine profile factor = (T 4,r T 4,des ) max / (T 4 T 3 ) (T 4,r T 4,des ) max = differenza massima di temperatura tra la temperatura media ad ogni raggio e la temperatura di progetto per lo stesso raggio. Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 09

11 Stabilizzazione di fiamma La condizione per la stabilizzazione di fiamma in un campo di flusso di velocità non uniforme è che ci sia un punto nel campo di flusso in cui la velocità del flusso sia uguale ed opposta alla velocità dell onda di combustione. (Beer e Chigier). In camera di combustione si ottiene generando, nella regione a monte, un campo di bassa velocità, alta turbolenza e ricircolazione dei gas combusti. Le prestazioni di stabilità sono espresse in forma di diagrammi di stabilità (a diversi livelli di pressione). Per ogni assegnato rapporto combustibile/aria indicano la velocità di blowout U BO, velocità a cui si ha estinzione di fiamma. L attenzione è generalmente rivolta alla massima velocità di blowout che tende a collocarsi in prossimità del rapporto stechiometrico. In secondo luogo indicano l intervallo di rapporti combustibile/aria nel quale può realizzarsi una combustione stabile. Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 10

12 Influenza di vari parametri (sulla stabilizzazione di fiamma) Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 11

13 Influenza di vari parametri (sulla stabilizzazione di fiamma) Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 12

14 Atomizzazione del combustibile Atomizzatore a pressione di tipo simplex Atomizzatore di tipo airblast a prefilm Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 13

15 I combustibili Il petrolio, da cui per distillazione si ottengono i diversi idrocarburi, è distribuito in varie parti del mondo anche se quantità commerciali sono principalmente prodotte nelle quattro aree del Nord-America, della regione dei Caraibi, del Medio Oriente e della Russia. La sua precisa origine è ancora oscura, sebbene sia noto che la sua formazione derivi dalla decomposizione di resti animali e vegetali. Il petrolio è una miscela estremamente complessa di gas, liquidi e sostanze solide disciolte che consiste principalmente di idrocarburi, piccole quantità di sostanze azotate, composti organici dello zolfo e tracce di vari costituenti metallici. Gli idrocarburi puri sono composti di solo due elementi, carbonio (C) e idrogeno (H). A pressione e temperatura ambiente possono presentarsi in forma gassosa, liquida o solida in funzione del numero di atomi di carbonio e della struttura molecolare. Gli idrocarburi fino a quattro atomi di carbonio sono gassosi; con venti o più atomi di carbonio sono solidi, con valori intermedi sono liquidi. Si è soliti classificare gli idrocarburi nelle cinque serie seguenti. Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 14

16 Gli alcani (paraffine) [C n H 2n+2 ] I combustibili Appartiene a questa serie l idrocarburo più semplice, il metano. Gli idrocarburi di impiego aeronautico contengono tra il 35 e il 45% di paraffine, in funzione della regione di provenienza del petrolio e del processo di distillazione. Le paraffine tendono ad avere un elevato rapporto idrogeno/carbonio, una bassa densità, un elevato potere calorifico. Hanno una elevata stabilità termica e la loro combustione è caratterizzata dall assenza di depositi carboniosi e da una bassa emissione di fumo. Impiegati nei motori alternativi presentano una bassa resistenza alla detonazione (cioè a fenomeni di autoaccensione della miscela). Gli alcheni (olefine) [C n H 2n ] Le olefine non esistono generalmente nel petrolio greggio ma sono prodotte da processi di conversione in raffineria. Poiché, diversamente dalle paraffine, sono composti insaturi, le loro molecole contengono un numero inferiore di atomi di idrogeno rispetto al valore massimo possibile. Le olefine sono pertanto molto attive dal punto di vista chimico e reagiscono rapidamente con molti composti per formare resine gommose e materiali simili alla gomma. Proprio per questa ragione le olefine sono molto indesiderate nei combustibili impiegati nelle turbine a gas. La molecola di una olefina deve contenere almeno due gruppi molecolari con l atomo di carbonio e pertanto la molecola più leggera di questa serie è l etilene (C 2 H 4 ). Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 15

17 I combustibili Gli alchini (serie acetilenica) [C n H 2n-2 ] Sono idrocarburi a catena aperta che contengono un legame triplo carbonio-carbonio. Il primo membro di questa serie è l acetilene (C 2 H 2 ), che è così instabile da venire immagazzinato in una soluzione di acetone. I punti di ebollizione e le densità relative degli alchini sono leggermente più alti di quelli dei corrispondenti alcani. I ciclani (cicloparaffine o nafte) [C n H 2n ] Sono idrocarburi saturi nei quali gli atomi di carbonio formano anelli anziché catene, come nel caso delle paraffine. La nomenclatura è identica a quella delle paraffine che ha lo stesso numero di atomi di carbonio, con l aggiunta del prefisso ciclo. Molecole più complesse possono essere formate per sostituzione di uno o più atomi di idrogeno con gruppi idrocarburici. Le nafte sono presenti nei combustibili distillati nella stessa proporzione delle paraffine, cioè dal 35 al 45%. Sono simili alle paraffine per quanto riguarda la stabilità chimica, il potere calorifico e la bassa tendenza a formare fumo. Non viene generalmente posta alcuna restrizione sulla percentuale di nafte presenti nei combustibili delle turbine a gas. Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 16

18 I combustibili Gli idrocarburi aromatici [C n H 2n-6 ] La struttura molecolare è un anello, costituito da sei atomi di carbonio con tre doppi legami. Sebbene simile nella struttura alle nafte, contengono una minor quantità di idrogeno e conseguentemente il loro potere calorifico è sensibilmente più basso. Un altro svantaggio è la marcata tendenza alla formazione di fumo e alla elevata igroscopicità che può portare alla precipitazione di cristalli di ghiaccio quando il combustibile è sottoposto a basse temperature. Gli aromatici hanno inoltre una forte azione solvente sulle gomme che può provocare problemi nei sistemi di alimentazione del combustibile e in aerei dotati di serbatoi in gomma. L aromatico più semplice è il benzene, nel quale ogni atomo di carbonio è legato ad un solo atomo di idrogeno. Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 17

19 Proprietà dei combustibili Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 18

20 Proprietà dei combustibili Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 19

21 I combustibili Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 20

22 I combustibili Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 21

23 I combustibili Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 22

24 Inquinanti e loro effetti Inquinanti principali emessi da turbine a gas: CO monossido di carbonio (estremamente nocivo, letale a basse concentrazioni) UHC idrocarburi incombusti, Unburnt HydroCarbons (effetti mutageni) NO x ossidi di azoto (distruzione della fascia di ozono (O 3 ) con conseguente accresciuta penetrazione di radiazione solare ultravioletta sulla superficie terrestre) Fumo SO x ossidi di zolfo (piogge acide) CO 2 e H 2 O Non sono di per sé inquinanti (responsabili dell effetto serra) Le emissioni di composti dello zolfo, che in atmosfera si ossidano a SO x, possono essere controllate attraverso trattamenti di desolforazione del combustibile in raffineria. Per questa ragione non vengono trattate nel seguito. L inquinante di maggior interesse è NO x e le connesse reazioni con l ozono: NO + O 3 NO 2 + O 2 NO 2 + O NO + O 2 La prima reazione indica come l ozono viene distrutto, la seconda indica come l ossido nitrico viene prodotto per reagire di nuovo. Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 23

25 Monossido di carbonio (1/2) Miscela ricca in zona primaria produce elevate concentrazioni di CO per carenza di ossigeno necessario per l ossidazione a CO 2 Miscela stechiometrica o moderatamente povera dà luogo ugualmente ad elevate concentrazioni per effetti di dissociazione di CO 2. In linea di principio sarebbe possibile ridurre tale concentrazione a livelli trascurabili con introduzione di aria a valle della zona primaria, al fine di raggiungere una graduale riduzione nella temperatura dei gas combusti. Le emissioni di CO sono trovate essere molto più alte di quelle predette da calcoli all equilibrio e sono più alte a bassa potenza, quando le temperature massime sono relativamente basse. Questo è in conflitto con le predizioni della teoria all equilibrio e suggerisce che la maggior parte di CO nasce da incompleta combustione del combustibile. Le cause possono essere accreditate a: Inadeguate velocità di combustione in zona primaria per un troppo basso rapporto di miscela (F/A) e/o insufficiente tempo di residenza Inadeguata miscelazione con regioni di miscela troppo povera ed altre di miscela troppo ricca (alte concentrazioni locali di CO) Spegnimento di prodotti di combustione per cattura di aria di raffreddamento del liner (si osservi che le camere anulari generalmente danno emissioni di CO più basse in virtù del loro più basso rapporto superficie/volume) Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 24

26 Monossido di carbonio (2/2) Bassi livelli di CO sono ottenibili in un ristretto intervallo di rapporti di equivalenza (tra circa 0.7 e 0.9). A valori di Φ più bassi i livelli di CO sono elevati a causa della bassa velocità di ossidazione; a Φ più alti sono elevati poiché si raggiungono condizioni di equilibrio. CO all equilibrio può essere ricondotto a livelli accettabili con graduale immissione di aria a valle della zona primaria. CO è relativamente resistente all ossidazione e in molti sistemi la sua velocità di ossidazione è la condizione determinante rispetto al tempo di residenza minimo e alla temperatura media necessaria per una combustione completa. A temperature basse la principale reazione di rimozione di CO è: CO + H 2 O CO 2 + H 2 A temperature elevate la principale reazione di rimozione di CO è: (si tratta di una reazione veloce su di un ampio intervallo di temperatura): CO + OH CO 2 + H Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 25

27 Idrocarburi incombusti Includono combustibile che fuoriesce dalla camera di combustione sotto forma di gocce o di vapore, come pure prodotti della degradazione termica in specie di più basso peso molecolare, quali metano e acetilene. Sono associati a scarsa atomizzazione, inadeguate velocità di combustione, effetti dovuti all aria di raffreddamento o a una combinazione di queste cause. Incrementi nella potenza del motore riducono l emissione di idrocarburi incombusti, attraverso una migliorata atomizzazione e attraverso gli effetti di una più elevata temperatura e pressione dell aria all ingresso, che aumentano la velocità di reazione chimica nella zona primaria. Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 26

28 Ossidi di azoto (1/2) Gli ossidi di azoto, tra cui è predominante l ossido nitrico (NO), sono prodotti dall ossidazione di azoto atmosferico nelle regioni di alta temperatura della fiamma. Il processo è endotermico e procede a velocità significativa solo a temperature al di sopra dei 1800 K. In contrapposizione a CO e UHC, NO si sviluppa solo nelle regioni centrali della camera di combustione a più elevata temperatura e raggiunge le concentrazioni più alte a piena potenza. Può essere prodotto attraverso tre meccanismi: NO termico (prodotto da ossidazione di azoto atmosferico nei gas di postfiamma) NO prompt (prodotto da reazioni veloci al fronte di fiamma) NO del combustibile (prodotto dall ossidazione dell azoto contenuto nel combustibile) Il meccanismo più significativo è il primo. L NO termico è prodotto attraverso il meccanismo di Zeldovich: O 2 2O O + N 2 NO + N N + O 2 NO + O La dissociazione all equilibrio di molecole di O 2 incombusto dà inizio alla catena. Si libera un atomo di N che reagisce con O 2 per formare NO. La dissociazione all equilibrio di molecole di N 2 non si realizza alle temperature tipiche delle camere di combustione delle turbine a gas e la sola sorgente di atomi di N è la seconda reazione. Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 27

29 L andamento delle emissioni Corso di Propulsione Aerospaziale a.a. 2011/2012 Cap. 4 sez. b / 28