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CICLO BRAYTONTURBINAS A GAS

Ing. JORGE FELIX FERNANDEZ

Profesor TitularCtedra Mquinas Trmicas

Facultad Regional MendozaUniversidad Tecnolgica Nacional U.T.N.

Mendoza, MAYO 2009

Editorial de la UniversidadTecnolgica Nacional
http://www.edutecne.utn.edu.ar/http://www.frm.utn.edu.ar/http://www.frm.utn.edu.ar/http://www.edutecne.utn.edu.ar/http://www.edutecne.utn.edu.ar/http://www.frm.utn.edu.ar/http://www.edutecne.utn.edu.ar/

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Ctedra: MAQUINAS TERMICASProfesor Titular: Ing. Jorge Flix Fernndez .

UNIVERSIDAD TECNOLOGICA NACIONAL FACULTAD REGIONAL MENDOZA

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TURBINA A GAS CICLO BRAYTON

INTRODUCCION

Se puede decir que antes del ao 1940 todas las mquinas trmicas decombustin interna eran del tipo alternativo: mbolo, biela y cigeal.

Recin, hacia el ao 1940, al lograrse la fabricacin de compresores rotativosde alto rendimiento, conjuntamente con los progresos realizados en el campode la metalurgia, que permitieron la fabricacin de aceros refractarios capacesde resistir altas temperaturas, se posibilit el desarrollo de las turbinas a gas.

Fue durante la guerra de 1939 a 1945 que la turbina a gas alcanz su mximadifusin y desarrollo tecnolgico

TURBINA A GAS CICLO ABIERTO SIMPLE DE UN SOLO EJE

En el ao 1873 GEORGE BRAYTON (1830 1892) expuso el principio defuncionamiento del ciclo que lleva su nombre que originariamente se desarrollempleando una mquina de pistones con inyeccin de combustible, para luegorealizarlo como ciclo abierto simple llamado turbina a gas.

Si bien se le llama ciclo termodinmico, en realidad el fluido de trabajo norealiza un ciclo completo dado que el fluido que ingresa es aire y el que egresason gases de combustin, o sea en un estado diferente al que se tenia cuandose inici el proceso, por eso se dice que es un ciclo abierto.

Las turbinas a gas son mquinas trmicas rotativas de combustin interna aflujo continuo cuyo esquema se representa en la Fig. 1.

FIGURA 1

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3

El objetivo de sta mquina trmica es convertir energa calrica contenida enel combustible utilizado en energa mecnica (trabajo mecnico) en el eje de lamisma

La mquina est compuesta de los siguientes elementos:

1. Un compresor de flujo axial2. Una o varias cmaras de combustin (segn el fabricante)3. La turbina a gas4. Sistemas auxiliares para su operacin:

a) Sistemas de lubricacinb) Sistema de alimentacin de combustiblec) Sistema de regulacin de velocidadd) Sistema de puesta en marcha y paradae) Sistemas de proteccin de mquinaf) Sistema de acoplamiento hidrulicog) Sistema de virado (virador)

5. Motor de lanzamiento (motor Diesel, o motor elctrico)

La mquina acciona una carga la cual se encuentra montada en el eje de lamisma.

La carga podr ser de diversos tipos, tales como: un generador elctrico, unabomba de gran potencia, un compresor, un soplante de aire, la hlice de unnavo, ..., etc.Segn el tipo de carga de que se trate podr existir una caja reductora develocidad entre la mquina y la carga, caso de que la carga sea un generadorelctrico

Tambin se aplica con gran xito como planta propulsora de aeronaves, barcosy vehculos terrestres tales como trenes y vehculos de calle, dada laimportante caracterstica que presenta sta mquina en cuanto a la relacinpotencia / peso y tamao que la distingue fundamentalmente de otras mquinatrmicas.

VENTAJAS DE LA TURBINA A GAS

a) Muy buena relacin potencia vs. peso y tamaob) Bajo costo de instalacinc) Rpida puesta en serviciod) Es una mquina rotante (no tiene movimientos complejos como son los

movimientos roto alternativos de los motores de combustin interna)e) Al ser una mquina rotante el equilibrado de la misma es prcticamente

perfecto y simple, a diferencia de mquinas con movimiento alternativosf) Menos piezas en movimiento (comparado con los motores de combustin

interna)g) Menores prdidas por rozamiento al tener menores piezas en movimientoh) Sistema de lubricacin ms simple por lo expresado anteriormente

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i) Bajas presiones de trabajo (es la mquina trmica que funciona a ms bajapresiones)

j) El proceso de combustin es continuo y se realiza a presin constante en lacmara de combustin (diferente a los motores de combustin interna)

k) Pocos elementos componentes: compresor, cmara/s de combustin y

turbina propiamente dichal) No necesitan agua (diferente a las turbinas a vapor que requieren de uncondensador)

m) Permiten emplear diferentes tipos de combustibles como kerosene, gasoil,gas natural, carbn pulverizado, siempre que los gases de combustin nocorroan los labes o se depositen en ellos

n) El par motor es uniforme y continuo

DESVENTAJAS DE LA TURBINA A GAS

Bajo rendimiento trmico (alto consumo especfico de combustible) debido a:

1. Alta prdida de calor al ambiente que se traduce por la alta temperatura desalida de los gases de escape por chimenea, entre 495C a 560 C

2. Gran parte de la potencia generada por la turbina es demandada por elcompresor axial, en el orden de las partes, o sea un 75% de la potenciatotal de la turbina

CLASIFICACION DE LAS TURBINAS A GAS

Las turbinas a gas, al igual que las turbinas a vapor, se clasifican en:

1. Turbinas a gas de accin2. Turbinas a gas de reaccin

En las turbinas de accin la cada total de presin de los gases de combustinse produce en las toberas que estn ubicadas antes del/los estadios mviles yfijos de la misma.De esta manera se produce una transformacin de energa de presin aenerga de velocidad (energa cintica) en los gases.La presin de los gases dentro de la turbina, estadios mviles y fijos,

permanece constante.En las turbinas de reaccin, en cambio, la cada de presin de los gases decombustin se produce tanto en las toberas, como en los estadios mviles yfijos que componen la misma.La presin de los gases dentro de la turbina, estadios mviles y fijos, vadisminuyendo.

Tambin las turbinas a gas se clasifican de acuerdo al nmero de estadiosmviles, en cuyo caso pueden ser:

1. Turbinas a gas mono etapa (un solo estadio mvil)2. Turbinas a gas multi etapas (varios estadios mviles)

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fijo y un estadio mvil, conformando de esta manera el conjunto compresoraxial, como se observa en la Fig. 3

FIGURA 2

FIGURA 3

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7

La compresin del aire se produce al pasar ste a travs de un estadio fijo yuno mvil, por lo tanto el compresor est formado por un gran nmero deescalonamientos de compresin.

Como en el caso de las turbinas a gas, o a vapor, los compresores axiales

pueden ser:

a) Compresores axiales de accinb) Compresores axiales de reaccin

La relacin de compresin est dada por el cociente entre la presin de salidadel aire del compresor y la presin a su entrada:

1

2

p

pr =

SISTEMA DE COMBUSTION

El sistema de combustin provisto en las turbinas a gas pueden ser de dostipos:a) Turbinas a gas monocmarab) Turbinas a gas multicmaras

Las turbinas con diseo monocmaras, como es el caso del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB), la cmara se ubica en posicin perpendicular al eje de lamquina.

En el caso de las turbinas multicmaras, diseo General Electric (GE), lascmaras se ubican en forma concntricas (paralelas) al eje de la mquina

Las cmaras de combustin de las turbinas a gas han sido objetos depermanentes desarrollos a fin de lograr una eficiente combustin y por otro ladoasegurar bajas emisiones contaminantes, especialmente en contenidos dexidos de nitrgeno (NO y NO 2)

En la cmara de combustin se produce la oxidacin del combustibledesarrollndose muy altas temperaturas, por arriba de los 3.000 F.

Entre las funciones esenciales que debe obtenerse en la cmara decombustin podemos mencionar:a) Estabilizar la llama dentro de una corriente de gases que se encuentran a

alta velocidad, de manera que sta se mantenga estable.b) Asegurar una corriente de gases continua hacia la turbinac) Mantener una temperatura constante de los gases de combustin que

ingresan a la misma.d) Lograr la mxima eficiencia de combustin, es decir producir la menor

cantidad de inquemados: CO; CH y MP (material particulado u holln)e) La cada de presin dentro de la cmara debe ser la menor posible a fin de

minimizar las cadas de presin entre el compresor axial y la turbina.

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8

El sistema de combustin est formado por:Bujas de encendidoTubos pasa llama, yDetectores de llama

Normalmente se instalan dos bujas y dos detectores de llama.

En el caso de turbinas a gas multicmaras el encendido se produce en una delas cmaras de combustin creando un aumento de presin dentro de ella,forzando a los gases calientes que se producen a pasar a travs de los tubospasa llama al resto de las cmaras, propagando de esta manera la igniccin entodas ellas en un tiempo no mayor a 2 segundos.

Los detectores de llama, ubicados diametralmente opuestos a las bujas,constituyen el sistema de deteccin de llama, emitiendo una seal de controlcuando el proceso de igniccin ha sido completado.

La Fig. 4 indica un esquema de una cmara de combustin diseo delfabricante General Electric (GE), donde se observa: a) el ingreso del aire parala combustin, b) el aire para refrigeracin del material con que est construidoel tubo de llamas, normalmente de acero inoxidable y c) el aire de dilucin queal incorporarse a la corriente de gases calientes de la combustin reducen sutemperatura al valor para el cual han sido seleccionados los materiales delprimer estadio de toberas fijas.

FIGURA 4

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La Fig. 5 muestra el diseo de una cmara de combustin del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) donde se observa el mismo principio de funcionamientoque en el diseo anterior.

FIGURA 5

SISTEMA DE REFRIGERACION

El rendimiento trmico y la potencia de la turbina a gas estn fuertementeinfluenciados por:

a) La relacin de compresin yb) La temperatura de los gases de combustin al ingreso a la turbina.

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Dado que los aceros super refractarios empiezan a fundir a aproximadamente alos 2.200 F, las partes calientes de la mquina deben ser refrigeradas, usandopara tal propsito gran parte del aire del compresor axial.

El aire extrado del compresor es utilizado para refrigerar, entre otroscomponentes calientes, los estadios de toberas fijas y las ruedas de alabesmviles.

La Fig. 6 ilustra el primer estadio fijo de toberas de una turbina marca GeneralElectric (GE).

Esta pieza es expuesta a elevadas temperaturas cuando los gases calientespasan a travs de ella, aproximadamente 1.200 C

FIGURA 6

El interior de los alabes que forman el primer estadio fijo de toberas esrefrigerado por aire proveniente del compresor axial, tal como se observa en laFig. 7.

Los labes son huecos y el aire ingresa al interior de los mismos produciendola refrigeracin del material. Luego el aire sale por los orificios ubicados en elborde de salida de los labes y se integra a la corriente de gases.

La temperatura de ingreso de los gases al primer estadio fijo es del orden delos 1.200 C, constituyendo esta temperatura la temperatura de la fuentecaliente a la cual se refera SADI CARNOT, llamada tambin temperatura delfluido motor.

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FIGURA 7

PRINCIPIO DE FUNCIONAMIENTO DE LA TURBINA A GAS DE UN EJE

El principio de funcionamiento de la turbina a gas de un solo eje, de acuerdo alesquema de la Fig. 1 es el siguiente:

1. El aire ingresa al compresor axial en el punto (1) a las condicionesambientes, previo a haber pasado por un filtro con el fin de retener laspartculas de polvo u otras partculas contenidas en el aire ambiente

Dado que los parmetros ambientales varan durante el da e incluso varan

tambin en funcin de la ubicacin geogrfica, es conveniente considerarcondiciones standard.

Las condiciones standard utilizadas en la industria son las condiciones ISOque establecen una temperatura de 15 C y una presin de 1 kg/cm2

En el compresor axial el aire es comprimido hasta la presin de combustin,o mxima presin del ciclo, sin aporte de calor del medio y comoconsecuencia de ello la temperatura del aire se incrementa debido a lacompresin del mismo.El caudal msico de aire aspirado es siempre mayor al necesario paraproducir la oxidacin del combustible en la cmara de combustin.

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Este exceso, del orden de 6 a 7 veces es debido a:

a) La necesidad de lograr una adecuada refrigeracin de las partescalientes de la mquina (cmara de combustin, conductos de

transicin, estadios de toberas fijas, ruedas de alabes mviles yconductos de escape)

b) La necesidad de disminuir la temperatura de los gases de combustindesde que se forman en la cmara de combustin hasta que estosingresan en el primer estadio de alabes.

Dicho exceso de aire es lo que obliga al compresor axial a tener un grantamao y en consecuencia a absorber la mayor parte de la potenciaentregada por la turbina, del orden de las 3/4 partes de la misma.

2. Una vez que el aire sale del compresor parte de el ingresa a la cmara decombustin tal como se indica en el punto (2) de la Fig. 1, donde elcombustible es inyectado producindose de esta manera la combustin delmismo, dando lugar al aporte de calor (Q) del medio a la mquina trmica.

El proceso de combustin se realiza a presin constante alcanzando muyaltas temperaturas lo que da lugar a que se deba ingresar a la cmara decombustin aire de dilucin a fin de disminuir la temperatura de los gases yaire de refrigeracin para refrigerar el material del tubo de llama ubicado enel interior de la misma.

El caudal msico de gases formados ser igual a la suma del caudal de aireingresado a la cmara de combustin ms el caudal de combustibleinyectado a la misma

3. Los gases de combustin as enfriados a una temperatura aproximada a los1.200 C ingresan al primer estadio de labes fijos, o toberas, de la turbinacomo se indica en el punto (3) del esquema.

La energa de presin de los gases de combustin es convertida en trabajo.Esta conversin se realiza en dos etapas:

a) En las toberas de la turbina los gases son expandidos y de esta manerala energa de presin de los mismos es transformada en energacintica. (caso de las turbinas de accin)

b) Luego en los estadios (etapas) de labes mviles de la turbina laenerga cintica es convertida en energa mecnica (trabajo mecnico).

4. El ciclo finaliza cuando los gases de combustin despus de expandirse enla turbina abandonan la misma y son expulsados a la atmsfera, tal comose indica en el punto (4) del esquema.

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CICLO TERMODINAMICO BRAYTON TEORICO

El ciclo termodinmico terico por el cual funcionan todas las turbinas a gas esel Ciclo BRAYTON.

La Fig. 8 nos muestra los diagramas temperatura entropa y presin volumen para ste ciclo.

Los estados termodinmicos que en l se sealan corresponden a los puntosusados en el esquema de la Fig. 1

FIGURA 8

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Las transformaciones tericas que se realizan en el ciclo son las siguientes:

La compresin 1-2 representa la compresin isoentrpica del aire que serealiza en el compresor axial.

La transformacin 2-3 representa el proceso de combustin a presinconstante donde se produce el aporte de calor (Q suministrado) del medioal sistema debido a la oxidacin del combustible inyectado en el punto 2.

La transformacin 3-4 representa la expansin isoentrpica de los gases decombustin que se desarrolla en la turbina.

No existe la transformacin 4-1. En los diagramas se representa solo amodo de cerrar el ciclo ya que el ciclo BRAYTON es en realidad, como seha explicado anteriormente, un ciclo abierto.Podemos interpretar que del punto 3 a 4 se produce la devolucin de calor(Q devuelto) del sistema al medio, es decir la prdida de calor al ambiente atravs de los gases de escape de la turbina.

TRABAJO TEORICO REALIZADO POR LA TURBINA

El trabajo terico realizado por la turbina a gas (trabajo positivo) estrepresentado en el diagrama p v de la Fig. 9 por el rea comprendido entrela adiabtica de expansin y el eje de ordenadas, es decir por el rea rayada:(a-3-4-b).

FIGURA 9

Trabajo terico turbina = h3 h4

Donde:

h3 = entalpa de los gases de combustin a la entrada a la turbina (kcal/kg)h4 = entalpa de los gases de combustin al salir de la turbina (kcal/kg)

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TRABAJO TEORICO ABSORBIDO POR EL COMPRESOR

El trabajo terico absorbido por el compresor axial (trabajo negativo) estrepresentado en el diagrama p v de la Fig. 10 por el rea comprendida entrela adiabtica de compresin y el eje de ordenadas, o sea por el rea (a-2-1-b)

FIGURA 10

Trabajo terico del compresor = h2 h1Donde:h1 = entalpa del aire a la entrada del compresor (kcal/kg)h2 = entalpa del aire al salir del compresor (kcal/kg)

TRABAJO UTIL TEORICO ENTREGADO POR LA TURBINA

El trabajo til terico o trabajo neto terico que entrega la turbina es ladiferencia entre el trabajo terico de turbina menos el trabajo terico delcompresor.

FIGURA 11

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Grficamente el trabajo til terico entregado por la turbina est representadopor el rea (1-2-3-4) de la Fig. 11

Del trabajo total producido por la turbina, el compresor axial absorbeaproximadamente el 70 %, quedando solamente el 30 % disponible como

trabajo til.

RENDIMIENTO TERMICO TEORICO DE LA TURBINA A GAS

Supongamos que en el ciclo BRAYTON, representado en la figura, lasevoluciones (1-2) y (3-4) son adiabticas, con lo cual nos apartamosligeramente de la realidad, ya que las evoluciones reales son politrpicas deexponente variable:

El calor aportado por el medio a travs del combustible que se oxida es:

( )231. T T cQ

p=

El calor devuelto al medio ambiente por los gases, o calor perdido es:

( )142 T T cQ p =

El rendimiento trmico del ciclo ser:

aportado

devueltoaportadoterm

Q

QQ =

( ) ( )( )

( ) ( )( )23

1423

23

1423

1

21

.

..

T T

T T T T

T T c

T T cT T c

Q

QQ

p

p pterm

=

==

23

141T T

T T term

= (1)

Como las evoluciones (1-2) y (3-4) son adiabticas:

=

k

k

p

p

T

T 1

1

2

1

2

;

=

k

k

p

p

T

T 1

4

3

4

3

Llamado (r) a la relacin de presiones:

4

3

1

2

p

p

p

pr ==

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17

k

k

r T T 1

12.

= ; k k

r T T 1

43.

= Reemplazando en (1) :

14

14

11

1

1

4

14 11

..

1T T T T

r r T r T

T T

k

k

k

k

k

k term =

=

=k

1k term

r

11

( )( )1

1

2

1

1

1

2

1

=

=

= k

k k

k

k

k

v

v

p

pr

( )111

11

1

== k

k

k term

r

Es decir que el rendimiento trmico terico del ciclo depende exclusivamentede la relacin de presiones ( r), o bien, de la relacin de volmenes ( ) entre loscuales se comprime, tal como se observa en la Fig. 12.

RENDIMIENTO TERMICO REAL DE LA TURBINA A GAS

Sabemos que en toda mquina trmica el rendimiento y la potencia del cicloreal siempre son inferiores a los del ciclo terico por varias razones, talescomo:

1. La compresin no es isoentrpica2. La expansin no es isoentrpica3. En todo el sistema se producen prdidas de presin4. El proceso de la combustin es incompleto, por lo cual no toda la

energa qumica contenida en el combustible es liberada en ella comoenerga calrica, debido a la presencia de inquemados

5. Existen prdidas por radiacin y conveccin a travs de todo el cuerpode la mquina

6. Existen prdidas de energa cintica a travs de los gases de escape lacual no se utiliza en las mquinas industriales

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FIGURA 12

De todas estas prdidas solo consideraremos las prdidas en la compresin yen la expansin por ser las ms significativas, pudiendo despreciar el restofrente a estas.

Por lo tanto para obtener el rendimiento trmico real debemos tener presenteque la compresin del aire en el compresor no es isoentrpica comoestudiamos anteriormente, sino que esta es politrpica.

Adems y de igual modo deberemos tener presente que la expansin de losgases en la turbina no es isoentrpica como supusimos, sino que esta estambin politrpica.

FIGURA 13

Los diagramas de la Fig. 13 representan las transformaciones reales.

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A efectos del anlisis a realizar, llamaremos:

Ltt = Trabajo terico de la turbina

Ltc = Trabajo terico del compresor

El trabajo til terico de la mquina (Ltm) est dado por la diferencia entre eltrabajo terico de la turbina menos el trabajo terico del compresor, es decir:

Ltm = Ltt Ltc = Trabajo til terico de la mquina

Ahora bien, el trabajo til real de la mquina (Lrm) est dado por la diferenciaentre el trabajo real de la turbina (Lrt) y el trabajo real del compresor (Lrc):

Lrm = Lrt Lrc = Trabajo til real de la mquina (2)

El rendimiento real de la turbina t est dado por la relacin entre los trabajosreal y terico de la turbina:

Ltt Lrt

t = ; Ltt Lrt t . =

Lo que nos dice que el trabajo real que entrega la turbina es menor que elterico. El rendimiento de una turbina actual t es del orden del 0,95 (95%).

Por su parte, el rendimiento real del compresor c est dado por el cocienteentre los trabajos terico y real, resultando este ltimo, mayor que el terico:

Lrc

Ltcc = ;

c

Ltc Lrc

=

Como se sabe, el compresor real absorbe mayor trabajo que el terico parallevar el aire del estado (1) al (2). En la actualidad, el rendimiento de uncompresor axial de turbina c es aproximadamente del 0,87 (87%)

Reemplazando en la ecuacin (2):

ct

Ltc Ltt Lrm

= .

El rendimiento real o efectivo e de la mquina considerada como conjuntocompresor-turbina est dado por:

Ltc Ltt

Ltc Ltt

Ltm

Lrm ct

termterme

==

.

..

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20

Ltt

Ltc Ltt

Ltc

ct

terme

=

1

..

(3)

Donde:El cociente Ltc / Ltt es la relacin de los trabajos tericos del compresor y de laturbina. Se lo indica mediante un coeficiente K que depende de la construccinde la mquina, pudiendo determinarse con solo conocer sus condiciones deoperacin: temperatura de trabajo de la turbina y relacin de compresin:

Ltt

LtcK =

Siendo:

=

k

k

p

pT R

K

K Ltc

1

1

21

1..1

=k

k

p

pT R

K

K Ltc

1

3

43

1..

1

Luego, la ecuacin (3) se puede expresar como:

K

K

ct

terme

=

1.

Esta ecuacin nos permite trazar las curvas de rendimiento reales de unamquina ciclo BRAYTON en funcin de la temperatura de los gases decombustin al ingreso de la turbina y de la relacin de compresin.

La Fig. 14 indica las curvas de rendimiento real de una turbina ciclo BRAYTON

El e de las mquinas actuales est en el orden del 25% al 30% paratemperatura de los gases de combustin al ingreso a turbina de 1.000C a1.100 C.

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FIGURA 14

MEJORAS A INTRODUCIR AL CICLO BRAYTON SIMPLE

Para mejorar el rendimiento del ciclo BRAYTON existen diferentes mejoras.Una mejora consiste en realizar mltiples enfriamientos en el proceso decompresin del aire en el compresor axial de manera de aproximar latransformacin isoentrpica en una transformacin isoterma, con lo cualaumentamos el rea encerrada por el ciclo.

Otra mejora, empleando el mismo criterio, consiste en realizar calentamientosmltiples en el proceso de expansin de los gases en la turbina, aproximandola transformacin isoentrpica a una transformacin isoterma.

FIGURA 15

La fig. 15 muestra este procedimiento

T

S

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CICLO BRAYTON CON ENFRIAMIENTO INTERMEDIO

En la Fig. 16 se ilustra un esquema de la mquina, suponiendo un soloenfriamiento intermedio y que el enfriador es perfecto, no introduciendoprdidas trmicas ni cada de presin.

FIGURA 16

La compresin total del aire se hace en dos etapas utilizando dos compresoresaxiales: a) compresor de baja presin (C1) y b) compresor de alta presin (C2).El aire que sale del compresor (C1) a presin p 2 y temperatura T 2, se enfra enel enfriador hasta la temperatura T 3 = T1 con extraccin de calor de Q 1Luego se realiza la compresin (3 4) en el 2 compresor axial de alta presin(C2) hasta la presin p 4 resultando, de este modo menor el trabajo decompresin que el que requerira para comprimir hasta la presin p 4 sinenfriamiento intermedio.Los diagramas de la Fig. 17 representan las transformaciones tericas del cicloBRAYTON con enfriamiento intermedio

FIGURA 17

pT

v S

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CICLO BRAYTON CON RECALENTAMIENTO INTERMEDIO

Se puede aumentar la potencia de la mquina, realizando la expansin enetapas de varias turbinas con recalentamiento intermedio en cada etapa, hastaalcanzar la temperatura lmite inicial. Tericamente podra emplearse un

nmero infinito de etapas de recalentamiento, lo que llevara, en el lmite, a unaexpansin isotrmica.

La Fig. 18 representa el esquema de la instalacin para un recalentamiento.

FIGURA 18

La Fig. 19 indica los diagramas ideales que corresponden a este ciclo.

FIGURA 19

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El trabajo til del ciclo BRAYTON con recalentamiento, ser la suma algebraicade los trabajos de expansin realizados por las turbinas y el trabajo absorbidopor el compresor:

( ) ( ) ( )[ ]126543 iiiiii.A1Lc2Lt1LtLu +=+=

Si bien es cierto que con este tipo de instalacin se logra mayor trabajo til, noocurre lo mismo con el rendimiento trmico que se ve disminuido con respectoa un ciclo BRAYTON simple entre las mismas temperaturas.

CICLO BRAYTON REGENERATIVO

Tambin se puede aumentar el rendimiento del ciclo, o sea, obtener msenerga con la misma cantidad de combustible, empleando parte del calorperdido que se llevan los gases de escape de la turbina, para precalentar elaire a la salida del compresor, antes de su entrada a la cmara de combustin,lo que permite gastar menos combustible para llegar a la misma temperaturade ingreso a la mquina.

En este caso, se recurre al ciclo BRAYTON regenerativo, que utiliza elesquema de instalacin que se indica en la Fig. 20

FIGURA 20Donde:Q1 = Calor ganado por el aireQ3 = Calor cedido por los gases de combustinQ2 = Calor aportado por la oxidacin del combustible

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La Fig. 21 representa los diagramas ideales y la Fig. 22 los reales.

FIGURA 21

FIGURA 22Regeneradores

Los regeneradores o intercambiadores de calor empleados en las turbinas agas son del tipo de coraza y tubos, o bien, del tipo rotativo, siendo los primeroslos ms empleados. En ellos los gases de escape pasan por el interior de lostubos y el aire a precalentar por el exterior de los mismos.

El empleo de regeneradores presenta tres inconvenientes:a) Gran superficie de intercambio de calor.b) Dificultad para la limpieza de la misma.c) Aumento de la resistencia al paso de los gases de escape.

En un regenerador ideal, en donde suponemos que no hay prdidas de calor, elbalance de energa se establece igualando toda la energa que recibe el aire a

la energa entregada por los gases de escape, es decir:

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ma x cpa x (t3 t2) = mg x cpg x (t5 t6)O bien:

ma x (h3 h2) = mg x (h5 h6)

Donde:

ma = caudal msico de aire (kg/h)mg = caudal msico de gases (kg/h)Cpa = calor especfico a presin constante del aire (kcal/kg .C)Cpg = calor especfico a presin constante de los gases (kcal/kg .C)t2 = temperatura del aire a la entrada del regenerador (C)t3 = temperatura del aire a la salida del regenerador (C)t5 = temperatura de los gases a la entrada del regenerador (C)t6 = temperatura de los gases a la salida del regenerador (C)h2 = entalpa del aire a la entrada del regenerador (kcal/kg)h3 = entalpa del aire a la salida del regenerador (kcal/kg)h5 = entalpa de los gases a la entrada del regenerador (kcal/kg)h6 = entalpa de los gases a la salida del regenerador (kcal/kg)

En la realidad podemos observar que:

a) El calor especfico a presin constante de los gases es mayor que el delaire debido a que los gases estn a mayor temperatura.

b) El caudal msico de gases es superior al del aire en virtud de que es lasuma del caudal msico del aire ms el del combustible quemado.

Por estas razones es que:La elevacin de temperatura del aire ser mayor que la disminucin detemperatura en los gases.

La Fig. 23 representa la variacin de temperatura que sufre el aire y los gasesde escape en funcin de la superficie de intercambio de calor del regenerador,para el caso ideal ( = 100%) y para el caso real ( < 100%).

FIGURA 23

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La eficiencia o rendimiento de un regenerador se expresa como:

Elevacin real de la temperatura del aire =

Mxima elevacin de temperatura posible

t2 - t1 =

T1 - t1

TURBINA A GAS SIMPLE DE DOBLE EJE

La Fig. 24 representa el esquema de una turbina ciclo BRAYTON simple dedoble eje.

FIGURA 24

Como se observa en el esquema la instalacin est compuesta de dos turbinasa gas, una de ellas est dispuesta para mover el compresor axial y la otra paraaccionar la carga.

Ambas turbinas estn montadas en ejes diferentes coaxiales entre s.

Esta configuracin resuelve en gran parte la prdida significativa derendimiento que sufre una turbina de un solo eje cuando la carga disminuye.

En efecto, analicemos el caso de una turbina de simple eje acoplada a ungenerador elctrico cuando ste disminuye su potencia.Dado que tanto el compresor como la turbina deben girar al mismo nmero devueltas para mantener constante el nmero de (rpm) del generador a fin demantener la frecuencia de la energa elctrica generada (50 Hz), se deberlgicamente reducir la cantidad de combustible aportado en la cmara de

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combustin de la mquina, mientras que la cantidad de aire impulsada por elcompresor axial se mantiene constante al igual que su relacin de compresin,con lo cual esto da lugar a una disminucin de la temperatura de los gases decombustin y con ello el rendimiento de la turbina a gas, lo cual condice con elenunciado de CARNOT: a menor temperatura de la fuente caliente,

mantenindose constante la temperatura de la fuente fra, el rendimiento de lamquina trmica disminuye.

La Fig. 25 muestra una turbina a gas de doble eje

FIGURA 25

Por lo tanto, una turbina de simple eje que trabaja a un nmero de vueltasconstantes, debe funcionar siempre a plena carga en forma permanente paraque su rendimiento sea elevado, de otra manera como se ha explicado al caerel rendimiento aumenta el consumo especfico de combustible y enconsecuencia el funcionamiento de la mquina se vuelve antieconmico.

Dicho en otras palabras, una turbina a gas de simple eje destinada a generarenerga elctrica no ha sido concebida para modular la demanda de potenciade la red elctrica. La misma deber despacharse al servicio siempre a plena

carga.La disposicin de doble eje, sin embargo, permite mantener prcticamenteconstante el rendimiento de la instalacin cuando vara la carga de la mquina.

Por ejemplo, cuando la potencia del generador elctrico disminuye, hay unmenor ingreso de combustible a las dos cmaras de combustin con lo cual laturbina 1 acoplada al compresor reduce el nmero de vueltas y enconsecuencia ste mueve una cantidad de aire menor, reduciendo a su vez larelacin de compresin.

Para que la turbina 2 trabaje a rendimiento prcticamente constante, cualquierasea la potencia que deba entregar el generador elctrico, adems de variar el

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combustible, se debe variar la cantidad de aire que enva el compresor a lacmara de combustin 2 para que su temperatura se mantenga constante, sinvariar su velocidad.

Esto es posible dado que la cantidad de aire que alimenta a la cmara de

combustin de la turbina 2, que acciona el generador elctrico, disminuye conlo cual la temperatura de los gases se mantiene constante y con ello la prdidade rendimiento es muy pequea, mantenindose casi constante.

PUESTA EN MARCHA DE LA TURBINA A GAS

La puesta en marcha de una turbina a gas comprende una serie de secuenciasprogramadas, entre las cuales podemos mencionar las ms importantes enorden de cmo se van realizando:

1) Se pone en funcionamiento el sistema de lubricacin a travs de la bombaauxiliar de aceite, la cual es energizada mediante corriente alternadisponible de la red.

2) Una vez alcanzada la presin adecuada de aceite, se pone en marcha elmotor de arranque o tambin llamado motor de lanzamiento, el cual puedeser indistintamente y segn los casos un motor DIESEL, un motor elctricode rotor bobinado, o una pequea turbina a vapor.El eje de salida del motor se encuentra acoplado al embrague hidrulico

3) Estabilizadas las temperaturas del motor de lanzamiento, se activa elacoplamiento mecnico, vinculando de esta manera el eje del motor con eleje del paquete compresor turbina generador elctrico, a travs delembrague hidrulico.

4) Se pone en marcha el virador, el cual saca del reposo a la masa rotantehacindola girar a aproximadamente 3 a 5 rpm.

5) Confirmado que el rotor est en lenta rotacin y que el acoplamiento ha sidoestablecido, se inicia la etapa de aceleracin del motor de lanzamiento, queen el caso de que ste fuera un motor elctrico de rotor bobinado se van

desconectando las resistencias rotricas con lo cual se incrementa elnmero de vueltas del mismo.

6) A medida que aumenta el nmero de vueltas del motor de lanzamiento,aumenta tambin el de la mquina y generador gracias al ya mencionadoembrague hidrulico.Esta situacin se mantiene hasta que todo el conjunto alcanzaaproximadamente la mitad del nmero de vueltas de rgimen de la turbina.

7) Cuando se alcanza ste estado de giro se habilita el ingreso de combustiblea los inyectores ubicados en las cmaras de combustin y paralelamente se

energiza la buja de encendido, producindose la combustin delcombustible.

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8) La turbina se acelera, arrastrada por el motor de lanzamiento y por los

gases de combustin producidos.

9) Cuando el nmero de vueltas de la turbina supera el del motor de

lanzamiento, ste se desacopla automticamente.

10) La turbina contina el proceso de aceleracin por s sola gracias ahora a losgases de combustin hasta alcanzar el nmero de vueltas de rgimen.

11) Cuando se alcanza el estado de rgimen se transfiere el proceso delubricacin a la bomba principal de aceite, saliendo de servicio la bombaauxiliar.

12) En estas condiciones el generador entra en paralelo con la red y empieza atomar carga hasta llegar a entregar la potencia efectiva del mismo.

13) Esta operacin se realiza por medio del regulador de velocidad que actasobre la bomba de combustible.El caudal de combustible depende de la presin de inyeccin.

DETENCION DE LA TURBINA A GAS

Las principales secuencias para sacar de servicio una turbina a gas queacciona un generador elctrico son las siguientes:

1) Se empieza a bajar potencia elctrica en el generador actuando sobre lavlvula de regulacin de combustible hasta reducir la potencia a cero.

2) Se saca de paralelo el generador elctrico.

3) Se pone en marcha la bomba auxiliar de aceite.

4) Se corta el suministro de combustible con lo cual empieza el perodo dedesaceleracin del grupo.

5) Cuando el nmero de vueltas ha bajado a aproximadamente 3 a 5 rpm.entra en funcionamiento el virador.

Este dispositivo est constituido por un motor elctrico y un reductor develocidad con lo cual se alcanza un elevado par torsor, suficiente para hacergirar al grupo una vez que ste se ha detenido.

El proceso de giro por accin del virador se realiza a fin de permitir unenfriamiento uniforme del rotor de la turbina, evitando con ello que ste sedeforme por diferencia de temperaturas dentro del estator de la mquina.

Esta parte de la detencin de la mquina es muy importante dado que sista se detiene, al tener su rotor a alta temperatura, se produce una zona

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caliente en la parte superior del eje del rotor, lo cual da lugar a que ste setuerza con una convexidad hacia arriba.

6) Se detiene el virador cuando la temperatura en el interior de la turbina esmuy prxima a la temperatura ambiente.

7) Se detiene la bomba auxiliar de aceite.

ENSUCIAMIENTO DE LOS ALABES DEL COMPRESOR AXIAL Y DE LATURBINA

Los labes del compresor axial y tambin los de la turbina se van ensuciandocon el normal funcionamiento de la mquina.

Este ensuciamiento produce importantes inconvenientes:

1) Un desequilibrio dinmico en el rotor lo cual da lugar a que la mquinaempiece a aumentar el valor de las vibraciones admisibles dadas por elfabricante y como consecuencia de ello las protecciones por sobrevibraciones la saquen de servicio.

2) Una baja considerable en el rendimiento del compresor y de la turbinadebido a que las partculas depositadas sobre las superficies de los labestransforman a las superficies pulidas de los mismos en superficies rugosasperdiendo a su vez la forma alar que los caracterizan.

Esta situacin produce un mayor rozamiento y un desprendimiento de lavena de fluido (gases de combustin) de la cara activa de los labes, dandolugar a un movimiento turbulento de los gases en la seccin de pasaje entrelabes.

ENSUCIAMIENTO Y LIMPIEZA DE LOS ALABES DEL COMPRESOR

El ensuciamiento de los labes del compresor se debe principalmente al polvoen suspensin en el aire ambiente, especialmente en zonas ridas o semiridas

Este polvo en presencia de un ambiente un tanto aceitoso que normalmenterodea a la mquina, en especial si se utiliza un combustible lquido como el gasoil o diesel oil, hace que las partculas de tierra se depositen sobre las caras delos labes del compresor.

Este ensuciamiento origina, como ya se explicara, prdida de rendimiento yvibraciones en el compresor

Para minimizar tal situacin se hace pasar el aire por filtros rotativos de altaeficiencia antes de su ingreso al compresor.

Cuando la perdida de rendimiento o el estado vibratorio del compresor loindiquen, se debe proceder a la limpieza del mismo.

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La limpieza puede realizarse con la mquina en marcha, (limpieza por va seca)o bien, con la mquina fuera de servicio (limpieza por va hmeda).

1) En la limpieza con la mquina en servicio se utilizan varios productos loscuales se introducen en la admisin de aire del compresor.

Estos productos normalmente son cscara de nuez molida o arroz, los queintroducidos en la corriente de aire llegan a los labes produciendo unsuave raspado de las partculas depositadas en ellos, no produciendo daoalguno. Al llegar a la cmara de combustin stos han quedado al estadoimpalpable y se queman con facilidad saliendo con los gases decombustin.

2) La limpieza con mquina fuera de servicio se realiza hacindola girarlentamente por medio del virador.

Luego, sin abrir el compresor y utilizando una manguera provista de lanzaque se introduce por medio de una de las tapas de inspeccin, se dirigehacia los labes un chorro de agua a presin con detergente en medioalcalino, con lo que se logra una eficiente limpieza.

El agua se drena por medio de una salida de purga ubicada en la parteinferior de la carcaza del estator del compresor y una vez que se haobtenido el secado completo, se detiene el virador.

ENSUCIAMIENTO Y LIMPIEZA DE LOS ALABES DE LA TURBINA

El ensuciamiento de los labes de turbina se debe a las deposiciones quecausan las sales de sodio y de slice que puede contener los combustibleslquidos.

Estas sales forman incrustaciones muy duras en las caras de los labes,especialmente cuando la temperatura de los gases que llegan a la turbina essuperior a la de fusin de las sales.

Para eliminar los depsitos salinos en los labes se debe sacar de servicio la

mquina y proceder a retirar la carcaza superior de la turbina, o turbina compresor si fuera una nica pieza, para as poder sacar el rotor.

Con el rotor fuera de la turbina y alejado de la sala de mquinas se procede auna limpieza por va seca mediante el granallado, que consiste en producir unchorro de aire a elevada presin en el cual se encuentran en suspensin microesferas de vidrio, o bien otras partculas recomendadas por el fabricante.

Estas micro partculas guiadas por el interior de una lanza impactan contra lascaras de los labes desprendiendo las incrustaciones all depositadas.

Existen tambin procedimientos por va hmeda, sugiriendo al lector consultaren estos casos con el fabricante de la turbina.

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MATERIALES DE LOS ALABES DE TURBINAS

El material con que estn construidos los labes de las turbinas son muyvariados y sobre ellos se han hecho muchas investigaciones a fin dedeterminar la composicin ms adecuada que permita:

a) Resistir muy altas temperaturasb) Ser resistentes a la corrosinc) Ser resistentes a la fatiga termo mecnicad) Ser resistentes al escurrimiento molecular que se produce por accin de los

esfuerzos centrfugos y las altas temperaturas

Normalmente se construyen en aceros ferrticos aleados con manganeso,cromo, nquel, molibdeno, titanio y cobalto, en distintas proporciones segn susfabricantes.

En turbinas a gas empleadas como plantas propulsoras de vehculos terrestresse han empleado con gran xito labes construidos en porcelana, con lo cuallas temperaturas de trabajo han alcanzado valores superiores a los 1.600 Ccon el consiguiente incremento significativo en el rendimiento trmico de lamquina.

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BIBLIOGRAFIA

INDUSTRIAL GAS TURBINES SINGLE SHAFTJohn Brown Engineering Ltd.London England

MANUAL DE OPERACION Y MANTENIMIENTO DE TURBINAJohn Brown Engineering Ltd.London England

THE INDUSTRIAL GAS TURBINEJohn Brown Engineering Ltd.London England

GAS TURBINE POWER PLANTSSiemens AktiengesellschaftErlangen - Germany

ADVANTAGES OF GAS TURBINEGeneral Electric CompanyEEUU

MOTORES TERMICOSR. Martinez De VediaEditorial Revert S.A.Barcelona Espaa

ENERGIA MEDIANTE VAPOR, AIRE O GASW. H. Severns; H. E. Degler; J. C. MilesEditorial Revert S.A.Barcelona - Espaa

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