Generación Termoeléctrica con Turbinas de Gas

REPÚBLICA BOLIVARIANA DE VENEZUELA
MINISTERIO DEL PODER POPULAR PARA LA EDUCACIÓN UNIVERSITARIA
UNIVERSIDAD POLITÉCNICA TERRITORIAL DEL ESTADO ARAGUA
“FEDERICO BRITO FIGUEROA”
LA VICTORIA - ESTADO ARAGUA
TURBINA DE GAS.
INTEGRANTES
APONTE, PEDRO C.I 14.240.137
HERRERA, VÍCTOR C.I 19.132.652
JUAN HIDALGO C.I: 18.231.98
FREDDY MAZA C.I: 24172561
LA VICTORIA , AGOSTO DEL 2013

Una turbina de gas es una turbómaquina térmica
motora accionada por la expansión de los gases
calientes. Esta destinada a la generación de energía
eléctrica o trabajo en las plantas térmicas o en las de
cogeneración, así como en los campos aeronáuticos y
marítimos.
Las primeras turbinas de gas con éxito comercial
fueron las que se diseñaron para aplicaciones de
aviación 1930 F Whittle, 1936 Hans Von Ohian, aunque
fue durante la segunda guerra mundial cuando se
desarrollo definitivamente la tecnología.
INTRODUCCIÓN

EVOLUCION DE LA TURBINA DE GAS
A través de la experiencia en el diseño desarrollado para
turbinas de vapor y la disposición de turbinas de gas, no es de
extrañar que el gas ,compresores, turbinas y generadores y tienen
un parecido sorprendente entre sí .Tampoco debe sorprender que
los compresores de flujo axiales de turbinas de gas de hoy en día
parecidos a los de la reacción de turbina de vapor con
la dirección de flujo invertido.

El ejemplo más antiguo de la propulsión por gas puede ser
encontrado en un egipcio llamado Hero en 150 A.C.
Hero inventó un juguete que rotaba en la parte superior de una
olla hirviendo debido al efecto del aire o vapor caliente saliendo
de un recipiente con salidas organizadas de manera radial en
un sólo sentido (Ver Gráfico Siguiente).

 En 1232, los chinos utilizaron cohetes para asustar a los soldados
enemigos.
 Alrededor de 1500 D.C., Leonardo Davinci dibujó un esquema de un
dispositivo que rotaba debido al efecto de los gases calientes que
subían por una chimenea. El dispositivo debería rotar la carne que
estaba asando.
 En 1629 otro italiano desarrolló un dispositivo que uso el vapor para
rotar una turbina que movía maquinaria. Esta fue la primera
aplicación práctica de la turbina de vapor.
 En 1678 un jesuita llamado Ferdinand Verbiest construyó un modelo
de un vehículo automotor que usaban vapor de agua para
movilizarse.
 La primera patente para una turbina fue otorgada en 1791 a un ingles
llamado John Barber. Incorporaba mucho de los elementos de una
turbina de gas moderna, pero usaban un compresor alternativo. Hay
muchos otros ejemplos de turbina por varios inventores, pero no son
consideradas verdaderas turbinas de gas porque utilizaban vapor en
cierto punto del proceso.

 En 1872, un hombre llamado Stolze diseñó la primera turbina de gas.
Incorporaba una turbina de varias etapas y compresión en varias etapas
con flujo axial probó sus modelos funcionales en los años 1900.
 En 1914 Charles Curtis aplicó para la primera patente en los Estados
Unidos para una turbina de gas. Esta fue otorgada pero generó mucha
controversia.
 La Compañía General Electric comenzó su división de turbinas de gas en
1903. Un Ingeniero llamado Stanford Moss dirigió la mayoría de los
proyectos. Su desarrollo más notable fue el turbo supercargador. Este
utilizaba los gases de escape de un motor alternativo para mover una
rueda de turbina que, a su vez, movía un compresor centrífugo utilizado
para supercargar. Este elemento hizo posible construir las primeras
turbinas de gas confiables.
 En los años 30, tantos británicos como alemanes diseñaron turbinas de
gas para la propulsión de aviones. Los alemanes alcanzaron a diseñar
aviones de propulsión a chorro y lograron utilizarlos en la 2° guerra
mundial.

Cortesía de ASEA Brown Boveri AG. La primera
turbina de gas industrial para generación eléctrica,
presentada en 1939 en la SwissNationalExhibition en
1939. Su potencia era de 4000 KW.

principales componentes
Compresor
Cámara de Combustión
Turbina de Potencia

COMPRESOR
Su función consiste en comprimir el aire de admisión,
hasta la presión indicada para la turbina, para introducirla
en la cámara de combustión. Su diseño es principalmente
axial y necesita un gran número de etapas, alrededor de
20 para una razón de compresión de 1:30, comparada con
la turbina de expansión.

Su funcionamiento consiste en
empujar el aires a través de
cada etapa de alabes por un
estrechamiento cada vez
mayor, al trabajar en contra
presión es un proceso que
consume mucha energía. Para
disminuir la potencia necesaria
para este proceso, puede
optarse por un diseño que
enfríe el aire en etapas
intermedias, favoreciendo su
compresión; aunque reduce la
eficiencia de la turbina por la
entrada más fría del aire en la
cámara de combustión.

Filtros de superficie: Estos
presentan la capacidad de filtrar
partículas de menor diámetro (<1μm).
A diferencia de los filtros de fibra en
los cuales las partículas quedaban
atrapadas en su interior, en estos
filtros las impurezas quedan
depositadas sobre la superficie del
mismo, por lo que se requiere
velocidades de paso del aire muy
bajas. La formación de una capa de
polvo en la superficie, afecta
positivamente, puesto que reduce el
diámetro de las partículas que
pueden entrar. Cuando se detecta
una caída de presión excesiva en la
entrada se puede limpiar y reutilizar.
FILTROS

CÁMARA DE COMBUSTIÓN
Su diseño está enfocado a soportar temperaturas
máximas, superiores a los 1000 ºC, mediante recubrimientos
cerámicos, pero a su vez evitar que el calor producido dañe
otras partes de la turbina que no está diseñadas para
soportar tan altas temperaturas, esto se hace mediante el
diseño de una doble cámara la cual es:
Es el lugar donde se
inyecta combustible, se
mezcla con el aire
comburente procedente del
compresor y se provoca la
combustión. Este proceso es
continuo y se realiza en
condiciones de presión y
temperaturas elevadas.

Elementos De Las Turbinas a Gas
 Cámara de Combustión
 El aire que abandona el compresor ingresa A CADA UNO DE LOS
QUEMADORES
 Tres tipos posibles: - ANULAR
- TUBO-ANULAR
- SILO
 Con el flujo de aire (estabilizado) que sale del compresor y con suministro
continuo de combustible se PRODUCE la combustión de la mezcla.
 La longitud de la cámara de combustión QUEDA determinada en función de
flujo involucrado en el ciclo.
 Se puede reducir utilizando más cámaras en paralelo, produciendo mayor
número de llamas más cortas.
 Las paredes de la cámara de combustión están sometidas elevadas
temperaturas, debiendo tener una excelente refrigeración para evitar
dilataciones de los materiales.
 Pueden estar refirgerados por agua o aire (compresor)
 La inyección de Agua es utilizada para la reducción de los NOX originados
por los puntos calientes de la llama.

Cámara interior: Se produce la
mezcla del combustible, mediante
los inyectores, y el comburente,
que lo rodea y accede a ésta
mediante distribuidores desde la
cámara exterior en 3 fases. En la
primera se da la mezcla con el
combustible y su combustión
mediante una llama piloto, en el
paso posterior se introduce una
mayor cantidad de aire para
asegurar la combustión completa, y
por último y antes de la salida de
los gases a la turbina de expansión
se introduce el resto del aire
comprimido para refrigerar los
gases de escape y que no dañen las
estructuras y equipos posteriores.

Cámara exterior: Se ocupa de recoger el
comburente, aire proveniente del compresor,
hacerlo circular por el exterior de la cámara interior
para refrigerar los paneles cerámicos, y a su vez
distribuir la entrada de aire a la cámara interior de
forma adecuada.
Cámara
exterior

Disposición tubular: el aire procedente del compresor se divide en
una serie de corrientes separados, cada una de las cuales alimenta a
una cámara de combustión. Estas cámaras se encuentran espaciadas
alrededor del eje del que une el compresor y la turbina y esta
alimentado por su propio chorro de combustible que procede de una
línea de alimentación común.
Formas de situar la cámaras de combustión

Disposición anular: existe una única
cámara que rodea el eje del rotor, de esta
manera se aprovecha al máximo el
espacio existente entre el compresor y la
turbina, teniendo por ello menores
pérdidas de carga. Sin embargo la
distribución de combustible es menos
homogénea y estructuralmente es más
débil.

 CÁMARA COMBUSTION - ANULAR
 En este caso la cámara consiste en un
cilindro orientado axialmente instalado
alrededor del eje. Tiene un único tubo de
llama y entre 15 y 20 inyectores.
Consiguen una buena refrigeración de los gases de combustión y bajas perdidas de
carga, aunque su distribución de temperaturas y mezcla combustible/comburente es
menos uniforme que en cámaras tuboanulares.
Este diseño se utiliza por los fabricantes Alstom y Siemens, y en general en turbinas
aeroderivadas.

Disposición tubo-anular: es una
combinación de las dos anteriores, la
cámara misma es anular, mientras que
los tubos de llamas son individuales.

 CÁMARA COMBUSTION – TUBO-ANULAR
•Una serie de tubos distribuidos alrededor del eje de forma uniforme conforman
este diseño de cámara de combustión.
•Cada una posee un único inyector y bujía.
•Tienen mejor resistencia estructural que las anulares, pero menor rendimiento y
mayor peso. Además si una de ellas deja de funcionar y no es detectado, pueden
producirse grandes diferencias de temperaturas en la estructura.
•Esta tecnología es utilizada en sus diseños por Siemens, Mitshubishi y General
Electric.

 DISEÑO COMPACTO Y LIVIANO
 EXCELENTE DISPONIBILIDAD
 SIMPLICIDAD, VERSATILIDAD
 ALTA DENSIDAD DE POTENCIA
 FACIL INSTALACION
 BAJA VIBRACION
 LARGA VIDA UTIL
 POCO MANTENIMIENTO
 Es una máquina rotante (no tiene movimientos complejos como son los
movimientos roto alternativos de los motores de combustión interna).
 COMBUSTIBLE: GAS NATURAL O DESTILADOS DE PETROLEO SEGÚN EL DISEÑO
 RÁPIDA PUESTA EN SERVICIO
Ventajas de la turbina a gas

Desventajas de la turbina a gas
Bajo rendimiento térmico (alto consumo específico de
combustible) debido a:
1. Alta pérdida de calor al ambiente que se traduce
por la alta temperatura de salida de los gases de
escape por chimenea, entre 495ºC a 560 ºC.
2. Gran parte de la potencia generada por la turbina
es demandada por el compresor axial, en el orden de
las ¾ partes, o sea un 75% de la potencia total de la
turbina.

TURBINA A GAS CICLO ABIERTO
SIMPLE DE UN SOLO EJE
En el año 1873 GEORGE BRAYTON (1830 – 1892) expuso el principio
de funcionamiento del ciclo que lleva su nombre que originariamente
se desarrolló empleando una máquina de pistones con inyección de
combustible, para luego realizarlo como ciclo abierto simple llamado
turbina a gas. Si bien se le llama ciclo termodinámico, en realidad el
fluido de trabajo no realiza un ciclo completo dado que el fluido que
ingresa es aire y el que egresa son gases de combustión, o sea en un
estado diferente al que se tenía cuando se inició el proceso, por eso
se dice que es un “ciclo abierto”.

Ciclo termodinámico brayton teórico
 El ciclo termodinámico teórico por el cual funcionan todas las
turbinas a gas es el Ciclo BRAYTON. La Fig. 8 nos muestra los
diagramas “temperatura – entropía” y “presión – Volumen” para
éste ciclo. Los estados termodinámicos que en él se señalan
corresponden a los puntos usados en el esquema de la Fig.
Las transformaciones teóricas que se realizan en el ciclo son las siguientes:
 La compresión 1-2 representa la compresión isoentrópica del aire que se
realiza en el compresor axial.
 La transformación 2-3 representa el proceso de combustión a presión
constante donde se produce el aporte de calor (Q suministrado) del medio
al sistema debido a la oxidación del combustible inyectado en el punto 2.

 La transformación 3-4 representa la expansión isoentrópica de los
gases de combustión que se desarrolla en la turbina.
No existe la transformación 4-1. En los diagramas se representa
solo a modo de cerrar el ciclo ya que el ciclo BRAYTON es en
realidad, como se ha explicado anteriormente, un ciclo abierto.
Podemos interpretar que del punto 3 a 4 se produce la
devolución de calor (Q devuelto) del sistema al medio, es
decir la pérdida de calor al ambiente a través de los
gases de escape de la turbina.

Principio de funcionamiento de la turbina a
gas de un eje
 1. El aire ingresa al compresor axial en el punto (1) a las
condiciones ambientes, antes pasa por un filtro, para obtener
condiciones standard utilizadas en la industria son las condiciones
ISO. (establecen una temperatura de 15 ºC y una presión de 1
kg/)
 2. Una vez que el aire sale del compresor parte de él ingresa a la
cámara de combustión tal como se indica en el punto (2), donde
el combustible es inyectado produciéndose de esta manera la
combustión del mismo.
 3. Los gases de combustión así enfriados a una temperatura
aproximada a los 1.200 ºC ingresan al primer estadio de álabes
fijos, o toberas, de la turbina como se indica en el punto (3) del
esquema.(La energía de presión de los gases de combustión es
convertida en trabajo.)

Esta conversión se realiza en dos
etapas:
a) En las toberas de la turbina los gases son expandidos y de esta manera la
energía de presión de los mismos es transformada en energía cinética. (Caso
de las turbinas de acción).
b) Luego en los estadios (etapas) de álabes móviles de la turbina la energía
cinética es convertida en energía mecánica (trabajo mecánico).
 4. El ciclo finaliza cuando los gases de combustión después de
expandirse en la turbina abandonan la misma y son expulsados a la
atmósfera, tal como se indica en el punto (4) del esquema.

Está diseñada para aprovechar la velocidad de salida de
los gases de combustión y convertir su energía cinética; en
energía mecánica rotacional. Todas sus etapas son por lo
tanto de reacción, y deben generar la suficiente energía para
alimentar al compresor y la producción de energía eléctrica
en el generador.
TURBINA DE EXPANSIÓN

Suele estar compuesta por 4
o 5 etapas, cada una de ellas
integrada por una corona de
alabes con un adecuado diseño
aerodinámico, que son los
encargados de hacer girar el
rotor. Además con un conjunto
de alabes fijos sujetos a la
carcasa, y cuya misión es
redireccionar el aire de salida de
la cámara de combustión.

Los alabes deben
estar recubiertos por
material cerámico para
soportar las altas
temperaturas, además,
un flujo de aire
refrigerador proveniente
del compresor los
atraviesa internamente,
saliendo al exterior por
pequeños orificios
practicados a lo largo de
toda su superficie.

LOS MODOS DE APERACIÓN DE
LA TURBINA DE GAS.
En este ciclo los
gases son liberados a
la atmósfera después
del proceso de
expansión en la
turbina. Con
condiciones de
temperatura diferentes
en la salida con
respecto a la entrada.
Ciclo Simple o abierto:

Es cuando el calor producido por la combustión y que luego
pasa por la turbina, no es expulsado directamente a la
atmósfera sino; que es utilizado para precalentar el aire a la
entrada de cámara de combustión, en este caso se dice que
se realiza un intercambio de calor.
Los modos de operación de la
Turbina de gas
Ciclo con Regeneración:

En este se combinan, los
ciclo Brayton con el ciclo
Rankine mediante recuperación
de calor. El cual utiliza el calor
producido por la turbina de gas,
para hacer mover una segunda
turbina, mediante le
evaporación de un fluido; en
otras palabras, combina las
turbinas de vapor con las
turbinas de gas, para así
alcanzar un mayor rendimiento
del combustible utilizado.
Los modos de operación de la
Turbina de gas
Ciclo Combinado

• Estos Ciclos constan de un generador de gas
(separado mecánicamente) unido dinámicamente a
través del fluido.
• Permite que las turbinas operen a distintas
velocidades y poder obtener la mejor eficiencia.
• Utilizados generalmente para accionar compresores
de gas o bombas.
CARACTERÍSTICAS:
Ciclo Combinado

CARACTERÍSTICAS:
Ciclo Combinado

 ETAPAS DEL CICLO:
INDUCCION -> COMPRESION -> COMBUSTION -> EXPANSION
 CICLO DE COMBUSTION CONTINUA (A DIFERENCIA DEL OTTO)
 CICLO BRAYTON:
INDUCCION Y COMPRESION DEL AIRE ATMOSFERICO
MEZCLADO CON EL COMBUSTIBLE
EXTRACCION DE ENERGIA EN ALTERNADOR
ACCIONAR AL COMPRESOR
LIBERAR GASES A LA ATMOSFERA
TIPOS DE TURBINAS DE GAS

AERODERIVADAS INDUSTRIALES
TURBINA DE GAS
 ADAPTACION DE LA AVIACION PARA EL USO
INDUSTRIAL
 DISEÑO COMPACTO, LIVIANO PERMITIENDO SER
ENSAMBLADA EN FABRICA Y MINIMZAR LOS
TIEMPOS DE PUESTA EN MARCHA.
 ALEACIONES DELGADAS, CARAS Y LIVIANAS PARA
LA CARCAZA.
 RAPIDA VARIACION DE CARGA Y TOLERAN
NUMEROSOS ARRANQUES/PARADAS (BAJA
CAPACIDAD TERMICA)
 BAJA FLEXIBILIDAD PARA UTILIZAR DISTINTOS
COMBUSTIBLES (DISEÑO COMPACTO DE LA
CAMARA DE COMBUSTION)
 RAPIDA ACELERACION (BAJO MOMENTO DE
INERCIA).
 CAJA REDUCTORA (TURBINA DE ALTA VELOCIDAD)
 RELACIONES DE COMPRESION 15:1
 MAYOR MANTENIMIENTO
 MATERIALES DE “ALEACIONES POBRES”, MAS
ECONOMICOS, PERO REQUIEREN MAYOR ESPESOR.
 GRADIENTE DE CARGA LIMITADO PARA EVITAR
STRESS TERMICO QUE RESULTA EN UN MAYOR
MANTENIMIENTO
 ACELERACION MAS LENTA Y MAYOR CUPLA DE
ARRANQUE (INERCIA CONSIDERABLEMENTE
MAYOR).
 EL DISEÑO DE LA CAMARA DE COMBUSTION NO
QUEDA LIMITADO POR PESO O ESPACIO, SIENDO
CAPACES DE QUEMAR DISTINTOS COMBUSTIBLES.
 RODAMIENTOS MENOS EXIGIDOS, CON ACEITES
LUBRICANTES MINERALES (MENOR COSTO).
 MENOR REQUERIMIENTO DE MANTENIMIENTO.
 RELACIONES DE COMPRESION ENTRE 20:1 A 30:1

AERODERIVADAS INDUSTRIALES
TURBINA DE GAS

• EL COMPRESOR DE AIRE Y TURBINA, AMBOS EN UN EJE COMUN ROTANDO A MISMA
VELOCIDAD
• IMPOSIBILIDAD EN EL CAMBIO DE VELOCIDAD DE ROTACION PARA LOGRAR MEJOR
RENDIMIENTO DEL COMPRESOR ANTE DIFERENTES ESTADOS DE CARGA.
• Es el diseño usual en las grandes turbinas comerciales de generación eléctrica.

• La turbina de expansión se encuentra dividida en 2 secciones, la primera o turbina de alta
presión, se encuentra unida al compresor axial al que proporciona la potencia necesaria
para su funcionamiento.
• La segunda sección comparte eje con el generador, aprovechándose la energía
transmitida en la generación de electricidad.
• PERMITEN LA OPERACIÓN A VELOCIDAD VARIABLE ENTRE 60-100% DE LA VELOCIDAD
• Esta configuración permite mejorar la eficiencia por medio de la optimización de las
secciones de alta baja presión de del ciclo.
• RESPUESTA TRANSITORIA INFERIOR A LA SINGLE SHAFT
• tecnología utilizada en aeroderivadas y turbinas de pequeña potencia, y ofrece un mejor
comportamiento frente a variaciones de carga.

1-> 2 COMPRESIÓN ISOENTROPICA DEL GAS (AIRE)
2-> ADICION DE CALOR A PRESION CONSTANTE
3-> EXPANSION ISOENTROPICA DEL GAS HASTA LA PRESION AMBIENTE
4-> CALOR ENTREGADO A LA ATMOSFERA A PRESION CONSTANTE
 INDUCCION Y COMPRESION DEL AIRE ATMOSFERICO (COMPRESOR)
 MEZCLA CON EL COMBUSTIBLE (CAMARA DE COMBUSTION)
 EXTRACCION DE ENERGIA EN ALTERNADOR (TURBINA) Y ACCIONAR AL COMPRESOR
 LIBERAR GASES A LA ATMOSFERA
CICLO TERMODINAMICO

RENDIMIENTO
)(
)(
1
)(
)()(
)]()[(
)(
)(
23
14
23
1423
1423
14
23
TT
TT
TTc
TTcTTc
Q
QQ
TTTTcmQQW
TTcmQ
TTcmQ
p
pp
R
ER
pER
pE
pR












SE DEFINE RELACION DE PRESION:
1
2
4
3
p
p
p
p
rp 
k
k
p
p
)1(
2
1
1








k
k
p
k
k
r
p
p
T
T
1
1
1
2
1
2









k
k
pr
)1(
1
1










EN PROCESOS ADIABATICOS:
EL RENDIMIENTO AUMENA CON:
↑RELACION DE PRESION
↓TEMPERATURA AMBIENTE

 RENDIMIENTO SEGÚN RELACION DE COMPRESION:
RENDIMIENTO
 CONSUMO ESPECIFICO SEGÚN TIPO:

 LA OPERACION REAL DE LA TG DIFIERE DEL CICLO BRAYTON IDEAL POR
LAS IRREVERSIBILIDADES:
 EN EL COMPRESOR
 TURBINA
 FRICCION EN RODAMIENTOS
 PERDIDA DE PRESION EN LOS ALABES
Y CAMARA DE COMBUSTION
RENDIMIENTO
 EL COMPRESOR CONSUME APROXIMADAMENTE ENTRE UN 40-80% DEL
TRABAJO GENERADO POR LA TURBINA
 EL RENDIMIENO DEL CICLO PUEDE VARIAR DE MANERA SIGNIFICATIVA
CUANDO BAJA EL RENDIMIENTO EN COMPRESOR Y TURBINA.
 EL FLUJO DEL GAS (AIRE) VARIA PROPORCIONAL CON LA DENSIDAD DEL
AIRE. DETERMINADO POR
 ALTITUD, TEMPERATURA AMBIENTE, HUMEDAD, PERDIDAS EN EL DUCTO
DE AIRE DE ALIMENTACION

 LA DENSIDAD DEL AIRE DISMINUYE CON EL AUMENTO DE ALTITUD.
 CADA 300 MSNM, EL FLUJO DE GAS DISMINUYE UN 3.5%
 => LA TURBINA DISMINUYE SU CAPACIDAD
RENDIMIENTO

 EL AUMENTO DE LA TEMPERATURA AMBIENTE DISMINUYE SIGNIFICATIVAMENTE
EL RENDIMIENTO DE LA TG.
 BAJA LA DENSIDAD DEL AIRE Y EL COMPRESOR REQUIERE MAS POTENCIA, DEJANDO
MENOS DISPONIBLE A LA TURBINA.
 APROXIMADAMENTE DISMINUYE 1% POR CADA °C
SOLAR TURBINE ABB
RENDIMIENTO

 EL AUMENTO DE LA HUMEDAD AMBIENTE
 EL VAPOR DE AGUA, ES MAS LIVIANO QUE EL AIRE, DE MANERA QUE EL FLUJO
MASICO SE VE REDUCIDO PARA UNA VELOCIDAD DE ROTACION DETERMINADA.
 ENTONCES, SE REDUCE LA RELACION DE COMPRESION
RENDIMIENTO
 TIPO DE COMBUSTIBLE:
 E COMBUSTIBLE LIQUIDO QUEMA MAS CALIENTE Y DE MANERA MENOS EFICIENTE
QUE EL COMBUSTIBLE GASEOSO
 EL RENDIMIENTO DISMINUYE APROXIMADAMENTE 1.3%

 EL AUMENTO DE LAS PERDIDAS POR CAIDA DE PRESION EN LA ADMISION
DISMINUYE SIGNIFICATIVAMENTE LA POTENCIA DESARROLLADA POR LA TG.
 BAJA LA DENSIDAD DEL AIRE Y EL COMPRESOR REQUIERE MAS POTENCIA, DEJANDO
MENOS DISPONIBLE A LA TURBINA.
RENDIMIENTO
in H20 = 0.187 cmHg

 CONDICIONES DE REFERENCIA ISO PARA ESPECIFICACION DE TGs:
 EJ TG QUE FUNCIONARÁ BAJO CONDICIONES DISTINTAS A ISO:
CONDICIONES DISTINTAS A ISO:
RENDIMIENTO
Power = 10,000 x 0.983 x 0.956 x 0.984 x 0.997 = 9,219 hp (6,873 kW)
Heat rate = 7,770 x 1.015 x 1.007 x 1.003 =7,966 Btu/hp-h (11,269 kJ/kWh)
FACTORES DE CORRECION DEL
FABRICANTE:

 OPERACIÓN A CARGA PARCIAL:
RENDIMIENTO

 Álabes
 DISEÑO QUE DEBE SOPORTAR GRAN ESTRES TERMICO
 Tipos de Refrigeración: Por convección o por Capas
 Convección: el calor es transferido desde la sup. Del álabe al aire
refigerante mediante métodos convectivos. (Generadores de turbulencia
Long y transv) o por el paso de aire por las superficien interna a través de
orificios existentes en los álabes.
 Por Capas: aire comprimido a alta presión atraviesa orificios confeccionados
en la sup. Del álabe, direccionando el flujo de aire hacia la sup. Externa del
álabe. El aire luego se mezcla con los gases de escape.
 Materiales: Aleaciones en base a Niquel. Pequeños contenidos de cromo
mejoran mucho su resistencia a la corrosión.
 Se utilizan álabes monocristalonos para evitar problemas de bordes de
granos, que por las condiciones de operación generan problemas de creep,
fatiga, stress, etc.

Moving blade
Stationary blade

 CÁMARA COMBUSTION – TUBO-ANULAR
The world-class gas turbine combines the best features of the existing product
lines and technology advancements. single-shaft SGT-8000H innovative 375 MW
gas turbine.

 CÁMARA COMBUSTION – SILO

 COMBUSTION CON AIRE
PRIMARIO, ”MODO
DIFUSION”
 COMBUSTION CON
EXCESO DE AIRE, MEZCLA
POBRE, “MODO LEAN-
LEAN”
 TRANSICION A
COMBUSTION
PREMEZCLADA (LEAN-
LEAN EXTENDIDO)
 COMBUSTION
PREMEZCLADA, “MODO
PREMIX”

Mejoras al ciclo
 INTERCOOLING:
 PERMITE ENFRIAR EL AIRE QUE POR LA COMPRESION ENTRA A ELEVADA
TEMPERATURA A LA CAMARA DE COMBUSTION.
 MEDIANTE EXTRACCIONES A LA ETAPA DE BAJA PRESION Y ENFRIADO
MEDIANTE UN INTERCAMBIADOR DE CALOR, ES POSIBLE REDUCIR LA
TEMPERATURA DE DESCARGA DEL COMPRESOR DE ALTA PRESION.
 DE ESTA MANERA SE LOGRAN MAYORES RELACIONES DE COMPRESION
(EJ: TG GE LMS100 rc: 42:1 Y η=44%)
 EL RENDIMIENTO AUMENTA DEBIDO A QUE EL COMPRESOR CONSUME
MENOS TRABAJO Y AUMENTA EL DISPONIBLE PARA LA TURBINA.

Mejoras al ciclo
 INTERCOOLING: LMS100
•Highsimple cycle, base load efficiency
(44%)
•Fast startcapability delivers 100 MW in
10 min
•Excellent hot day performance
•Load followingand cycling capabilities
•Excellent part-load performance
•Aeroderivative design allows for high
reliability and availability

Mejoras al ciclo
 RECALENTAMIENTO (REHEAT o AFTERBURNER)
•CAMARA DE COMBUSTION ADICIONAL
•INYECCION DE OXIGENO
•INCREMENTA LA TEMPERATURA MEDIA DEL FOCO CALIENTE
•AUMENTA EL TRABAJO REALIZADO POR LA TURBINA

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