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CENTRALES TERMICAS
PARTE II
Ing. Fernando Dorregaray S.
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PLANTAS DE POTENCIA DE
VAPOR
CONFIGURACION
Arreglo de Turbinas Multietapas de
Vapor
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(241 bar 538 566oC)
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* DEAERATING FEED TANK
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a). COMPOSICION EN TANDEM:
2 mas carcazas accionan un mismo eje o la
extensin del eje mediante acoplamientos
b). COMPOSICION CRUZADA:
La expansin del vapor ocurre pasando vapor en
serie a travs de 2 turbinas separadas en ejes
separados que accionan generadores separados
o engranados a una salida comn
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RENDIMIENTO DE LA TURBINA
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RENDIMIENTO DE LA TURBINA
Ecuacin de Referencia: Ecuacin general de la energa
Asume:
Prdidas mecnicas, debido a fricciones mecnicas
Energa potencial despreciable
Energa cintica a la entrada de la turbina (Vo2/2)
despreciable
Turbina adiabtica (aislada)
ha = Ve2/2 + he + w + Lm
o w = (ha - he) - Ve2/2 Lm
Donde: Ve = Velocidad del vapor a la salida de la turbina
Lm = Prdidas mecnicas
w = Trabajo producido en el eje de la turbina
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Se identifican:
Cambio de entalpa en el fluido de trabajo
Energa cintica del fluido que deja la turbina
Prdidas mecnicas
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CAMBIOS DE ENTALPIA
(ha he): Lnea de estado o curva de condiciones
he: Punto final de lnea de estado (SLEP State line end point)
La posicin de SLEP vara con las cargas
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PERDIDAS DE SALIDA
Las prdidas de salida de la ltima etapa de la turbina tienen los siguientes factores a controlar:
El incremento de la entropa
Conversiones de energa
Las velocidad de descarga considerando las condiciones de la etapa se
obtiene de:
Ve = m.v/A (Solo da el componente axial del flujo. A altas
potencias la descarga es casi axial)
Donde:
Ve = Velocidad de descarga (normal a la fila de labes)
m = flujo de vapor
v = volumen especfico del vapor a la salida
A = rea anular de la ltima etapa
Otra prdida de salida es la debida a la cada de presin en el ducto que
comunica los labes de la ltima etapa y la brida de que conecta al
condensador.
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PERDIDAS MECANICAS
Son aquellas asociadas con la friccin producida en los cojinetes o
chumaceras y empaquetaduras o sellos del eje.
El calor producido es retirado por el aceite lubricante y no esta disponible
para ser transformado en trabajo
esta prdida es pequea
Se determina mediante ecuaciones empricas. Una buena aproximacin
es la relacin de BROWN & DREWRY
Lm = 1.46(ha he)/ (HPNOMINAL) (BTU/lb)
EFICIENCIA CONSIDERANDO PERDIDAS O EFICIENCIA DE MOTOR
m = [(ha he) hprdidas de salida Lm]/ (ha he)
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Componentes de la Turbina y
Caractersticas Mecnicas
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Los componentes principales y caractersticas
mecnicas a discutirse son:
Carcaza: Recipiente que contiene los cojinetes del rotor, provee la estructura para guiar el flujo de vapor a travs de
la las toberas y labes del rotor.
Rotor, sus soportes y caractersticas de posicionamiento: Sostiene a los labes mviles y transmite el trabajo (torque)
de la turbina. Las turbinas antiguas son del tipo disco y
diafragma y las unidades mas modernas son del tipo
tambor. El eje atraviesa a la carcaza utilizando un arreglo de
sellos y a travs de los cojinetes. La parte del eje que
atraviesa los cojinetes se conocen como mun.
Sellos: Para mantener el vapor en el interior de la turbina y el aire fuera de ella y reducir las fuga de vapor de una etapa
a otra a travs de las puntas de toberas y labes.
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Alabeado: Toman geometras en funcin al flujo y su fabricacin es de aceros aleados, de acero cromo, acero Cr Ni o alto cromo, etc.
Elementos de lubricacin: Considera los componentes que permiten reducir el efecto de
friccin, as como cumplir con la funcin de
refrigeracin al eliminar el calor generado por la
friccin.
Adicionalmente, existen otras caractersticas
importantes para la operacin y mantenimiento
tales como vlvulas, bombas, operacin de
engranajes de vlvulas, renovacin y remplazo de
partes, balanceo de rotor, etc.
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ALABEADO
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Fig 5.22 Steam
leakeage in
impulse stage
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d/ Generalmente apropiadas para grandes plantas de potencia.
Altos factores de carga.
e/ Particularmente apropiado para bajos factores de carga donde
pueden quemar combustible barato e.g. para llevar picos de carga de periodos cortos. Puede competir tambin con turbinas
de vapor para operaciones continuas, donde el factor de carga
es bajo y el combustible barato, especialmente donde el agua es
escaso.
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PLANTAS DE POTENCIA CON
TURBINAS A GAS
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Eficiencia: 21 29%
Eficiencia: 15 25%
TURBINAS SIN ENFRIAMIENTO
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Eficiencia: 33 35%
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SIEMENS SGT6 PAC 5000F
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COMPRESORES
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TIPOS:
COMPRESORES CENTRIFUGOS
COMPRESORES AXIALES
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COMPRESORES DE FLUJO
AXIAL
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COMPONENTES:
PALETAS GUIAS
ETAPA: ROTOR + ESTATOR
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PALETAS GUIA:
Tiene como funcin orientar el flujo de aire en el ngulo de entrada
requerido por los labes del rotor, adicionalmente produce la aceleracin
en el fluido de entrada (efecto tobera).
ROTOR:
Transforma energa mecnica en energa cintica, la cual se manifiesta
como incremento de V, incrementando, a su ves, ligeramente la presin por
difusin de la velocidad relativa Vr.
ESTATOR:
Transforma energa cintica en presin mediante un proceso de difusin,
es decir desaceleracin y cambio de direccin de la velocidad absoluta V.
CARACTERISTICAS GENERALES:
Se comporta como una etapa de reaccin, donde R = (h2 h1)/(h3 h1)
Para R = 0.5, el diagrama de velocidades combinado es simtrico y es de
uso comn en compresores axiales en la que el incremento de temperatura
y eficiencia son ptimas
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CAMARAS DE COMBUSTION
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CAMARA DE COMBUSTION
El propsito de la cmara de combustin es proveer un flujo estable de fluido altamente energizado a las secciones de la turbina.
Grandes unidades de turbinas a gas utilizan cientos de kg/s de flujo de masa, entonces se requiere agregar al aire grandes cantidades
de energa en muy pequeos espacios y en un tiempo muy corto.
El combustible es quemado directamente en el aire, obtenindose grandes cantidades de calor liberados en un espacio relativamente
pequeo.
Se requiere encima de 20 000 BTU/ft3/s (caldera aproximadamente 7 100 BTU/ft3/s)
Temperatura resultante del gas de combustin alcanzan valores de mas de 1 649oC (3 000oF), y donde an aceros de alta aleacin se
funden.
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COMPONENTES BASICOS:
Carcaza o cubierta externa
Envuelta interna de combustin perforada
Tubo de llama
Sistema de inyeccin de combustible
Zona de estabilizacin de la llama de combustin primaria.
Sistema para el encendido inicial. TIPOS:
Tubular Anular Canular
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CAMARA DE COMBUSTION TIPO TUBULAR
Usadas mayormente con compresores centrfugos.
El aire primario ingresa a la tobera, se mezcla y provee la combustin inicial.
El aire de enfriamiento secundario es inyectado entre la cubierta interior y la carcaza tubular. Esta sirve para
refrigerar la cubierta interior y proporcionar aire adicional
para completar el proceso de combustin.
Se mezcla el aire de enfriamiento secundario con productos de la combustin para reducir la temperatura de
entrada a la turbina.
Son de fcil remocin y reemplazo
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CAMARA DE COMBUSTION TIPO ANULAR
Tiene un arreglo de forma anular alrededor del centro de la mquina
El combustible ingresa a travs de una serie de toberas en el extremo corriente arriba y es mezclado y
quemado por aire primario y secundario.
CAMARA DE TIPO CANULAR
Tiene una cierta combinacin entre el tipo tubular y anular.
Las cmaras son individuales y estn ensamblados en una forma anular.
Utilizada en grandes unidades de turbinas de gas.
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CAMARA DE COMBUSTION TIPO ANULAR CON FLUJO INVERSO
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FIG. 6.17 CAMARA TIPO CANULAR
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CARACTERISTICAS DE LA CAMARA DE COMBUSTION
Para alcanzar una combustin eficiente, un diseo eficiente del motor y
una operacin eficiente de la cmara, los cuales podran estar en
conflicto y debe establecerse un cierto compromiso:
Las cmaras deben ser cortas y pequeas
Debe existir una distribucin de temperatura uniforme a la salida de la cmara de combustin.
La combustin debera ocurrir sin la formacin de depsitos y gases de combustin visibles.
Deberan tener un tiempo adecuado para el quemado o combustionado
De haber pequeas prdidas de presin de estancamiento.
No debe existir gases calientes y salida de llama.
Debe tener un encendido positivo para evitar arranques calientes (donde el motor arranca para la temperatura de los gases de combustin
son muy altos)
Debe tener una buena capacidad de reencendido.
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RELACION COMBUSTIBLE AIRE: (f)
Para producir una combustin estacionaria en una cmara donde
fluye una gran cantidad de aire se requiere que la velocidad de salida
mxima permisible est entre 120 150m/s (400 500 pies/s).
Los requerimientos de enfriamiento y de relacin de mezcla aire-
combustible resultan de los requerimientos de altas temperaturas de
combustionado necesarios para conseguir una combustin completa y
un uso eficiente del combustible.
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El proceso de combustin puede ser descrito por la PRIMERA LEY de la
termodinmica
Ecuacin de balance de calor
b.mf.Q = (ma + mf).Cp(T02 T01) (a)
Donde:
T01, (T02): Temperatura total de entrada a (salida de) la cmara de combustin
Cp:: Calor especfico de la mezcla de productos
b: Eficiencia de la cmara de combustin o eficiencia de la combustin (0.95 0.99)
ma: Flujo de aire
mf: Flujo de combustible
Q: Poder calorfico inferior del combustible (LHV: Definido como calor disponible
despus de que el agua en los productos de combustin se ha vaporizado)
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Para muchos combustibles de hidrocarburos se puede obtener el valor de Q
como sigue:
Q = 15 900 + 1 580 H/C (BTU/lb)
Donde H/C: Relacin de hidrgeno carbono
H/C = 1.008m/12.01n, para un combustible representado por CnHm
Mucho de los combustibles hidrocarburos tiene un valor cercano a 18 500
BTU/lb (43 033 kJ/kg).
Debido a que la mayora de estos combustibles tienen una relacin
estequiomtrica combustible-aire de aproximadamente 0.0667 (aire combustible = 15), es fcil calcular la temperatura de salida de la cmara de
la ecuacin (a)
b.Q = [(1/f) + 1]. Cp(T02 T01)
Donde: f = mf / ma
0.9(43 033) = (15 +1)1.09(T02 - 15.56)
Donde se ha asumido un valor promedio para Cp = 1.09 kJ/kg.oK
Resulta: T02 = 2263.3 oC (4060 oF), el cual es muy alto
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Para temperaturas permisibles de entrada al a turbina se obtiene:
Para turbinas sin refrigeracin: T: 982 1093 oC (1800 2000 oF)
Para turbinas refrigeradas: T: mas de 1400 oC (2500 oF)
La ecuacin (a) se puede reescribir:
(1/f) = [b.Q/ Cp(T02 T01)] 1
Obtenemos:
Para T02 = 1093.3 oC, 1/f = 41.7
Para T02 = 1460 oC, 1/f = 28.6
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RENDIMIENTO DE LA TURBINA
DE GAS
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CONSUMO DE COMBUSTIBLE
Est dado por el CONSUMO ESPECFICO de
combustible, definido como:
SFC = mf/SHP (kg/kW-hr)
Donde: mf: flujo de masa de combustible (kg/hr)
SHP: Potencia producida por el eje
HEAT RATE: HR = SFCxLHV (kJ/kW-hr)
Donde: LHV: Poder calorfico inferior
EFICIENCIA: 100/HR (%)
Ejem: GE S107FA, HR = 6090 BTU/kW-hr
Eficiencia: (3412/6090)x100 = 56.03%
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Fig. 6.25 Efecto de la
temperatura de
admisin en el
rendimiento de la
turbina.
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PLANTA TERMICA DE
CICLO COMBINADO
Conceptos Bsicos
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Disposicion de Ciclo Combinado
STEAM TURBINE
COOLING TOWER
STEAM RECOVERY
BOILER
GAS TURBINE
ALTERNATOR
TRANSFORMER
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Transferencia de Energa (MW)
HP LP
5
4
P: 100 bar
T: 450 C
P: 100 bar
T: 300 C
3
2
1
P: 0.2 bar
T: 40 C
P: 0.04 bar
T: 30 C
6
P: 0.04 bar
T: 30 C
Sobrecalentador Evaporador Economizador
T saturacion
Agua Caliente
TV
T: 600 C
T: 100 C
25 C 15C
Condensador
HRSG
G
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Comparacin de Centrales Termicas
Centrales Termicas
0
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
55
60
65
70
75
80
85
90
95
100
Grupos Diesel Turbinas de Gas Carbon Ciclo Combinado IGCC Nuclear
Eficiencia Termica (%) Vida Util (Aos) Tiempo Construccion (Meses)
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Comparacin de Centrales Termicas
Capacidad
0 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000 1100 1200 1300 1400 1500 1600
Grupos Diesel
Turbinas de Gas
Carbon
Ciclo Combinado
IGCC
Nuclear
MW
Costo de Inversion
0 250 500 750 1000 1250 1500 1750 2000 2250 2500 2750 3000
Grupos Diesel
Turbinas de Gas
Carbon
Ciclo Combinado
IGCC
Nuclear
MW
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FIN
GRACIAS!
Hurra!