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[ES] La tecnología LDI se ha convertido en una de las opciones más prometedoras en combustores de inyección líquida para reducir las emisiones de NOx. En este tipo de turbinas de gas, el combustible se introduce directamente en la cámara, donde interactúa con el flujo rotatorio originado por un torbellinador que promueve la atomización, evaporación y mezcla de la fase dispersa en un espacio confinado. De esta forma, se puede obtener una mezcla bastante uniforme y pobre que evita la generación de estos radicales por vía térmica. A pesar de las ventajas de este tipo de arquitecturas, se ha observado que la combustión resultante en algunos puntos de operación puede ser bastante inestable, dando lugar a oscilaciones de presión importantes que pueden entrever un serio riesgo para la integridad estructural de la cámara si se establecen mecanismos de retroalimentación con la liberación de calor proveniente de la llama. Además, esta fuente de ruido está aumentando su relevancia en algunas condiciones del vuelo con respecto al resto de fuentes de la aeronave (chorro, estructura, fan¿) debido a su optimización en las últimas décadas. El presente trabajo trata de mostrar los avances realizados en la comprensión de los fenómenos que fomentan la aparición de esta fuente de ruido. Por la parte experimental, se elaboró una campaña de ensayos en el combustor LDI que posee el instituto CMT donde se varió la temperatura de entrada del aire (50,100 ,150 ºC), el gasto de combustible (200,250,300,335,370 mg/s) y el dosado relativo (0.3≤Φ≤0.8). A partir de las señales de presión captadas en la cámara, se elaboró un mapa de la estabilidad de los puntos de operación y se demostró la utilidad de las técnicas de análisis no lineal, tales como los gráficos de recurrencia o la reconstrucción de los espacios en fase, a la hora de juzgar la estabilidad de los estados de combustión obtenidos en llamas de espray confinadas. Por lo que respecta a la parte numérica, se ha simulado la versión líquida de un combustor confinado en condiciones reactivas, perteneciente al laboratorio francés CORIA. Los resultados de la combustión, obtenidos mediante una aproximación LES de las ecuaciones, han sido validados gracias a los contornos de OH y los perfiles de velocidad para ambas fases medidos en esta instalación. Finalmente, la termoacústica de la cámara se ha resuelto después de haber alcanzado la estabilización de la llama. La utilización de técnicas de análisis puntual (Transformada Rápida de Fourier), junto a técnicas de descomposición modal en 3D (POD y DMD) ha permitido demostrar la relevancia de los modos hidrodinámicos en el contenido dinámico total de la cámara. También se modeló este caso en Alya, un código low-Mach altamente paralelizable especialmente diseñado para su uso en HPC, obteniendo los primeros resultados en condiciones inertes., [EN] LDI combustors have become one of the most promising alternatives for reducing the emissions of NOx in liquid-fuelled engines. In this kind of gas turbines, the fuel is directly injected in the chamber, where it interacts with a swirling flow than enhances the atomization, evaporation, and mixture of the dispersed phase in a confined space. In this way, a lean and uniform mixture is obtained in the chamber and the generation of this pollutant due to the thermal mechanism is reduced. One of the main drawbacks of this gas turbine architecture is its proneness to combustion instabilities at some operating conditions. Large pressure oscillations can be obtained in the chamber, which can jeopardize the structural integrity of the combustor if feedback mechanisms between the acoustics and the heat release are established. Furthermore, this noise source has recently become more relevant regarding the rest of the sources of the aircraft (jet, fan, airframe¿) due to their optimization in the last decades. This work shows the progress done to understand the phenomena that induce the appearance of this noise source. Regarding the experimental part, a test campaign was performed in the CMT LDI combustor to see the effect that the variations of some of the main control variables like the air inlet temperature (50,100 ,150 ºC), fuel mass flow (200,250,300,335,370 mg/s) and equivalence ratio (0.3≤Φ≤0.8) had on the stability of the system. A map of the acoustic intensity of the pressure oscillations recorded in the combustion chamber was obtained. Moreover, the usefulness of nonlinear analysis techniques to diagnose the stability of the resultant combustion states in confined swirl-stabilized spray flames was also proved. Regarding the numerical part, the liquid version of an academic burner from the French CORIA laboratory was simulated in reactive conditions. The numerical results, computed using a LES approximation of the equations, were compared with the OH contours and the velocity profiles for both phases obtained at CORIA. Finally, the thermoacoustic of the chamber was simulated after ensuring the stabilization of the flame. The application of punctual analysis techniques (Fast Fourier Transforms) with 3D modal decompositions (POD and DMD) showed the relevance of the hydrodynamic modes in the total dynamic content. This case was also modelled in Alya, a low-Mach highly parallelizable code intended to be used in HPC, obtaining the first results in non-reactive conditions., This work is part of the R+D+i project “Contribución a la aviación sostenible a través de la optimización numérica de cámaras con combustión pobre para aeromotores de nueva generación más silenciosos y limpios (QUILECOM)”, reference PID2019-109952RB-I00, funded by MCIN/AEI/10.13039/501100011033. M. Rodríguez-Pastor is supported by grant PRE2020-093592 funded by MCIN/AEI/10.13039/501100011033 and by “ESF Investing in your future”.