Turbinas de gas(2011)

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Turbinas de gas(2011)

  1. 1. Turbinas de gas TURBINAS DE GAS PARA PROPULSIÓN NAVALAlumnos: Antún, Felipe Ignacio. LU N° 144016-0 Carabajal, Juan Manuel. LU N° 144131-0Curso: U1091 AÑO 2011ÍNDICE.DESARROLLO HISTORICO 3FUNCIONAMIENTO 4Trabajo………………………………………………………………………………….4Energía…………………………………………………………………………………4Calor…………………………………………………………………………………….4Energía interna………………………………………………………………………...4Calor y trabajo………………………………………………………………………….5 1Antun - Carabajal
  2. 2. Turbinas de gasPrimer principio de la termodinámica…………………….…………………………5Entalpía………………………………………………………………………………....5Entropía…………………………………………………………………………………5LA MÁQUINA 5Ventajas e inconvenientes………………….………………………………………..6El ciclo…………………………………………...………………………………..…….7Exigencias del funcionamiento de la turbina…………………………………….….8CLASIFICACIÓN DE LAS TURBINAS DE GAS 8TURBINA DE GAS DE UNA SOLA ETAPA SIN REGENERADOR 9REGULACIÓN DE LAS TURBINAS DE UNA LÍNEA DE EJES 9REFRIGERACIÓN DE LA MÁQUINA 11CÁMARAS DE COMBUSTIÓN DE TURBINAS DE GAS 16Aire utilizado en el proceso de combustión…………………………………….....17Análisis del proceso de combustión………………………………………………..18Cámaras de combustión tubulares…………………………………………..…….19Cámaras de combustión anulares……………………………………………..…..20Estabilidad de la combustión……………………………..………………………...21SISTEMAS DE ENCENDIDO 24CÁLCULO TEÓRICO DE LA POTENCIA 27PROPULSIÓN MARINA POR TURBINAS DE GAS 28Instalaciones mixtas…………………………..……………………………………..29ESQUEMA DE DISTRIBUCIÓN DE LA POTENCIA GENERADA 31Cuadro comparativo…………………………………………………………………31CONLUSIÓN 32REFERENCIAS BIBLIOGRÁFICAS 32DESARROLLO HISTÓRICO . 2Antun - Carabajal
  3. 3. Turbinas de gasEn el ciclo Brayton, como en la mayoría de los ciclos termodinámicos, esnecesario distinguir el ciclo termodinámico en sí mismo de su aplicacióntecnológica. Como ocurre en algunos otros motores térmicos, los motoresbasados en el ciclo Brayton han presentado diferentes soluciones formales,que básicamente se pueden reducir a los motores Brayton de pistones, defuncionamiento parecido a los modernos motores Diesel y gasolina, y que hoyen día apenas existen salvo en museos, y los motores Brayton de flujocontinuo, en los que, a diferencia de los motores de pistones, la admisión delfluido termodinámico es continua, y que son la base de la turbina de gas.El desarrollo de la turbina de gas se produce básicamente a principios del sigloXX, y viene a consecuencia de la solución de la principal problemática técnicaasociada al ciclo Brayton, a saber, la etapa de compresión. La compresión deun fluido compresible no es sencilla: los motores de pistones solventan elproblema confinando al gas en una cámara cerrada –el cilindro–, y reduciendoel volumen de la misma por medio de un pistón, lo cual produce un incrementode la presión; sin embargo, ello conduce a motores esencialmente pesados yde grandes dimensiones para grandes potencias, al requerirse una elevadainercia mecánica para poder garantizar su funcionamiento de maneracontinuada. La turbina de gas emplea, por el contrario, un compresor,consistente en uno o varios escalones de álabes rotatorios que empujan al aire,transmitiéndole una energía cinética que primero lo acelera y luego, por mediode unos álabes fijos, lo frenan para convertir el exceso de energía en presión.Como quiera que tal proceso implica trasladar a un fluido de una zona de bajaspresiones a otra de altas presiones, proceso el cual poco favorecido por latermodinámica, la compresión de esa manera resultaba muy problemática ypoco efectiva en el siglo XIX. Con el avance de la técnica, el desarrollo denuevos materiales y la cada vez mejor comprensión de la mecánica de fluidos,a principios del siglo XX comenzaron a producirse los primeros compresoresrealmente eficaces, y no se tardó en plantear la construcción de las primerasturbinas de gas.En estos dispositivos, la compresión venía seguida de una combustión internaen una rudimentaria cámara de combustión, en la que se añadía combustible alaire comprimido para quemarlo, y la expansión se desarrollaba en una turbina,produciéndose un trabajo mecánico parte del cual se empleaba en accionar elcompresor, y la remanente en accionar un generador eléctrico o algún otrodispositivo que requiriese trabajo mecánico.La aplicación de la turbina de gas basada en el ciclo Brayton a la propulsiónaérea se debe al ingeniero inglés Frank Whittle, quien en 1927 patentó la idea yla propuso a la fuerza aérea inglesa. Una serie de expertos liderados por AlanArnold Griffith habían estudiado en los años anteriores las posibilidadestécnicas de la turbina de gas como medio de propulsión aérea, aunque su idease basaba en emplear el trabajo mecánico obtenido para accionar una hélice.Whittle, por el contrario, proponía disponer de un ciclo Brayton tal que no seprodujera ningún trabajo mecánico neto, de manera que la turbina generara tansolo la energía suficiente como para accionar el compresor. La propulsión seproduciría, según él, debido a la elevada velocidad de los gases a la salida dela turbina, formándose un chorro propulsivo que generaría sobre el motor unafuerza de empuje.La idea de Whittle fue planteada casi al mismo tiempo por el alemán Hans vonOhain. Durante la Segunda Guerra Mundial se produciría una frenética carrera 3Antun - Carabajal
  4. 4. Turbinas de gasentre ambos bandos por el desarrollo de los primeros motores a reacción. Trasésta, la turbina de gas basada en el ciclo de Brayton pasaría a dominar comosistema propulsivo de aeronaves, al tiempo que continuaría siendo aplicadadentro de la industria de generación. Igualmente, tiene aplicación como motormarino, en sistemas de bombeo, grandes maquinarias,..., constituyendo en laactualidad una de las máquinas más sofisticadas que existen.Al emplear como fluido termodinámico el aire, el ciclo Brayton puede operara temperaturas elevadas, por lo que es idóneo para aprovechar fuentestérmicas de alta temperatura y obtener un alto rendimiento termodinámico.FUNCIONAMIENTO .Para entender un poco la descripción del ciclo que describe una turbina de gas,deberemos explicar algunos conceptos elementales de termodinámica.TRABAJOPodemos decir que el trabajo es energía mecánica en transferencia. No debeconfundirse trabajo con energía mecánica. El trabajo es energía mecánica,pero no toda energía mecánica es trabajo, solo es trabajo la energía mecánicaen transferencia.ENERGÍASe define así a la habilidad que: por transferencia y transformación, tiene unsistema material para causar cambios y/o realizar una labor o trabajo.CALOREs un flujo de energía en tránsito que se transfiere entre sistema y medio oviceversa, debido a un desequilibrio de temperaturas. Como dice el PrincipioCero de la Termodinámica: Sean dos sistemas A y B, con diferentestemperaturas, y los ponemos en contacto, en un tiempo t, sus temperaturastenderán a equilibrarse, es decir serán iguales.ENERGÍA INTERNADesde el punto de vista de la termodinámica, en un sistema cerrado (o sea, deparedes impermeables), la variación total de energía interna es igual a ladiferencia de las cantidades de energía comunicadas al sistema en forma decalor y de trabajo ΔU = Q - L. Aunque el calor transmitido depende del procesoen cuestión, la variación de energía interna es independiente del proceso, sólodepende del estado inicial y final, por lo que se dice que es una función deestado. La energía interna es una función de estado, y en los gases ideales esfunción exclusiva de la temperatura U=f(T)CALOR Y TRABAJO 4Antun - Carabajal
  5. 5. Turbinas de gasEl calor y el trabajo son las dos formas en que la energía puede atravesar lafrontera del sistema y no son funciones de estado, a diferencia de la energíainterna que sí lo es. El Primer Principio expresa la variación de la energíainterna, cuando el sistema cede o absorbe energía en forma de calor o trabajo.Solo la diferencia Q-L es conocida, al determinar ΔU. Si se quieren conocer losvalores respectivos de Q y L se deberán dar más detalles sobre cada proceso,por ejemplo; que es adiabático (Q=0), rígido (L=0).Primer principio de la termodinámicaLa energía total del Universo es constante. No puede ser creada ni destruida.Solo puede ser transformada a otra forma equivalente.Ejemplo: en el interior de un motor endotérmico, la energía química delcombustible se transforma en energía térmica debido a la combustión, luego setransforma en energía mecánica a la salida del cigüeñal y finalmente por elsistema de transmisión se transforma en energía cinética en la rueda, que es laque impulsa al automóvil. Si sumamos la energía térmica, la energía cinética yla energía de los gases residuales de la combustión, según el enunciado deeste principio, será igual a la energía química que estaba almacenada en elcombustible.ENTALPIAEs una función de estado que expresa la cantidad de energía puesta en juegoen una transformación. Se simboliza con la letra H, y se puede definir como lasuma algebraica de la energía interna del fluido y el producto entre la presión(P) y el volumen (V), quedando H=ΔU+PV, y en el caso de los gases, laentalpía, es función exclusiva de la temperatura.ENTROPIAEn termodinámica, la entropía (simbolizada como S) es la magnitud física quemide la parte de la energía que no puede utilizarse para producir trabajo. Esuna función de estado de carácter extensivo y su valor, en un sistema aislado,crece en el transcurso de un proceso que se dé de forma natural. La entropíadescribe lo irreversible de los sistemas termodinámicos.LAMÁQUINA .Una turbina de gas, es un tipo de motor de combustión interna, es un motor deacondicionamiento heterogéneo de la mezcla aire-carburante y con llamacontinua. Es un motor poli carburante que admite combustibles líquidos,gaseosos o emulsionados.En primer lugar el aire aspirado se comprime hasta un valor de unos 4 a 6 bar, ,alcanza la cámara de combustión donde se asocia al carburante. Elacondicionamiento de la mezcla se realiza en una cámara de combustiónindependiente donde un inyector reparte de forma precisa el combustible en elaire comburente para que la mezcla se realice de forma que se obtenga una 5Antun - Carabajal
  6. 6. Turbinas de gastasa de combustión elevada, suministrándole, a la corriente de gas, la energíanecesaria para entregar potencia. En el entorno de alta presión de la cámarade combustión la ignición del combustible aumenta la temperatura. Cuando losproductos de la combustión llegan a la turbina se realiza la descompresión y eltrabajo se obtiene con ayuda de turbinas de álabes que giran sin fricción en sualojamiento respectivo.La configuración así obtenida permite regímenes muy elevados, con un flujo degases que alcanza y supera a veces en ciertos lugares del sistema la velocidaddel sonido, aunque los cálculos se basen en una velocidad máxima de losgases del orden de 0,8 a 0,9 Mach. Allí, la mezcla de gases disminuye supresión y temperatura dejando su energía cinética en los álabes de la turbina ytransformando dicha energía en trabajo mecánico en el eje, haciendo girarademás el compresor. Como las presiones de trabajo no son muy elevadas, lapotencia solo puede obtenerse a partir de los regímenes que dependenlógicamente del tamaño de la turbina. Así, una turbina de gas que se destinaráa la automoción funcionará en una gama de regímenes que variará entre 8000y 70000 revoluciones por minuto.La combustión en estas turbomáquinas es suave y lenta con lo cual se lograaprovechar todo el combustible y obtener así el mejor rendimiento posible,previo a entrar en dicha cámara, el aire se separa en dos partes por lo general,en algunos casos en 3 también; una parte va a ser el comburente de la mezclay la otra se va por unos conductos paralelos a la carcasa de la turbina y ayudaa la evacuación de calor de la misma.Ventajas de la turbina de gas: - funcionamiento poli carburante; - funcionamiento regular; - buena relación pmax/pme - emisiones de gases favorables sin equipamiento adicional.Inconvenientes de la turbina de gas: - bajo rendimiento: menos del 30% de la energía calorífica contenida en el carburante se transforma en energía mecánica; - bajas presiones de trabajo; - regímenes a menudo demasiado elevados; - coste de fabricación elevado; - consumo de carburante elevado; - se adapta mal a las potencias bajas; - ruidoso por la velocidad de los gases; - requiere reductores costosos.EL CICLO 6Antun - Carabajal
  7. 7. Turbinas de gasComo ya hemos visto, la turbina se compone básicamente de 3 partes: elcompresor (C), la cámara de combustión (B), y la turbina propiamente dicha(T).El modelo termodinámico de las turbinas de gas se corresponde con el cicloBrayton, aunque se clasifica como un ciclo termodinámico, en realidad el fluidode trabajo no completa el ciclo ya que acaba con una composición o estadodiferente al que empezó.El ciclo básico de Brayton en condiciones ideales está compuesto por cuatroprocesos:1-2. Compresión isoentrópica (= proceso adiabático reversible) en elcompresor.2-3. Adición de calor al fluido de trabajo a presión constante en la cámara decombustión. 7Antun - Carabajal
  8. 8. Turbinas de gas 3-4. Expansión isoentrópica en la turbina. 4-5. Sustracción del calor del fluido de trabajo a presión constante en un intercambiador de calor o en la atmósfera. El funcionamiento de una turbina de gas exige: (en referencia al diagrama T-S representado más arriba)1. Que la relación de presiones P2/P1 sea elevada, lo cual implica que T2/T1 también lo sea.2. Una gran diferencia de temperaturas, T3 – T2, lo cual supone que T3 sea muy elevada, y en consecuencia nos encontramos con el problema de que los álabes de la turbina puedan resistir altas temperaturas.3. Cuando el funcionamiento sea prolongado, no se debe pasar de 800°C.4. El rendimiento es aún inferior al de un motor de combustión interna en el que, aunque por poco tiempo, las temperaturas pueden alcanzar 2.000 °C.5. Su construcción es sencilla, ya que trabajan en un campo de bajas presiones, 5 a 15 atm, por lo que su costo y tamaño se reducen. 6. Su puesta en servicio es muy rápida, pasando del estado frío al de carga en tiempos relativamente cortos; para el arranque es necesario llevar al grupo a velocidades del orden de un 30% de la de régimen, de forma que se alimente la cámara de combustión con aire a una presión suficiente para poder encender. El tiempo para que el eje adquiera la velocidad necesaria es de unos 3 minutos, mientras que el tiempo total para la puesta en velocidad y la toma de carga es de 10 a 20 minutos según la potencia del grupo. 7. El consumo de agua es muy pequeño, ya que tan sólo se utiliza para la refrigeración de los cojinetes. 8. Es de fácil manejo, y de reducidos gastos de mantenimiento. Su principal desventaja radica en la necesidad de utilizar un combustible relativamente caro, aunque este dato puede ser secundario para el caso de una duración reducida de funcionamiento, como el caso de los buques militares. CLASIFICACION DE LAS TURBINAS DE GAS . Las turbinas de gas, se clasifican en: 1. Turbinas a gas de acción 2. Turbinas a gas de reacción 8 Antun - Carabajal
  9. 9. Turbinas de gasEn las turbinas de acción la caída total de presión de los gases de combustiónse produce en las toberas que están ubicadas antes del/los estadios móviles yfijos de la misma.De esta manera se produce una transformación de energía de presión aenergía de velocidad (energía cinética) en los gases.La presión de los gases dentro de la turbina, estadios móviles y fijos,permanece constante.En las turbinas de reacción, en cambio, la caída de presión de los gases decombustión se produce tanto en las toberas, como en los estadios móviles yfijos que componen la misma.La presión de los gases dentro de la turbina, estadios móviles y fijos, vadisminuyendo.TURBINA DE GAS DE UNA SOLA ETAPA SIN REGENERADOR .La representación de un ciclo real de una turbina de gas de una sola etapa sinregenerador en el diagrama entrópico, se puede observar que el área del cicloreal es igual al área del ciclo teórico, menos el área que representa el aumentodel trabajo de compresión debido al calentamiento del fluido por las pérdidasdurante la compresión, más el área correspondiente a la parte recuperada delas pérdidas en la expansión. Se observa también que el trabajo útil esproporcional al área del ciclo real, menos las áreas que representan laspérdidas durante la compresión y la expansión. El precio de una máquina essensiblemente proporcional a su peso, y en consecuencia, a la potenciainstalada. Cuando se acoplan una turbina y un compresor, sólo se recupera ladiferencia entre los trabajos de las dos máquinas, es decir, el trabajo útil,LU = LT – LC, mientras que se ha realizado una inversión, LT – LC. En lapráctica el rendimiento de la turbina y del compresor, no pasan del 85%.REGULACIÓN DE LAS TURBINAS DE UNA LÍNEA DE EJES .Para mantener el rendimiento constante cuando se reduce el caudal, esnecesario que la relación de presiones rP y la relación T3/T1 permanezcanconstantes, al tiempo que no disminuyan demasiado los rendimientos propios 9Antun - Carabajal
  10. 10. Turbinas de gasde la turbina y el compresor. La variación de la potencia se consigue variandoel caudal, pudiéndose presentar las siguientes situaciones:1º) REGULACIÓN A VELOCIDAD CONSTANTE: Considerando una turbina degas de ciclo simple de una sola línea de ejes, con o sin regeneración,manteniendo constante la velocidad de rotación n; para mantener la relación detemperaturas T3/T1 = cte., la variación del caudal se puede conseguirmodificando la sección de paso de los distribuidores de la turbina junto con unaregulación del combustible inyectado.2º) REGULACIÓN A VELOCIDAD VARIABLE: Si la instalación permite variar,al mismo tiempo, la potencia y la velocidad de rotación, lo que es relativamenteraro, es posible mantener el rendimiento cuando disminuye el caudal.3º) INFLUENCIA DE LA TEMPERATURA EXTERIOR: La temperatura delmedio exterior influye sobre la potencia máxima y el rendimiento, a número derevoluciones constante n. Si se produce una pequeña disminución de latemperatura ambiente ∆T1 de forma que la temperatura de entrada en elcompresor pase a ser, T1’ = T1 - ∆T1, se consigue una mejora del rendimiento,que es mucho mayor que la que se obtendría con un incremento igual de latemperatura de entrada en la turbina ∆T3; en esta situación, la disminución de∆T1 a la entrada del compresor implica una disminución ∆T3 a la entrada de laturbina. Como, T1 << T3, resulta que, ∆T1<< ∆T3; si la temperatura de entradaen la turbina T3 permanece invariable, la relación T3/T1 de invierno es superiora la T3/T´1 de verano, por lo que se obtiene una potencia y un rendimientosensiblemente superiores. Una misma turbina funciona con mejor rendimientoen países fríos que en países cálidos, en invierno mejor que en verano, y enaltura mejor que a nivel del suelo.Al estudiar el rendimiento de la turbina de gas, los factores que influyen en elmismo son:1º) Temperatura del aire de aspiración en la turbina: A mayor temperatura deaspiración, la energía necesaria para mover el compresor es mayor,disminuyendo el rendimiento y la potencia generada por lo que conviene situarla toma de aire en aquel punto en el que la temperatura de admisión sea másbaja. Un incremento de la temperatura de admisión de 15 ºC puede suponeruna disminución de la potencia en el eje del orden del, 7 – 10%.2º) Altitud: La disminución de la presión atmosférica con la altura hace que lapotencia disminuya a medida que ésta aumenta. Una diferencia de altitud de900 m supone un 10% de disminución de potencia, aunque el consumo decombustible disminuirá en la misma proporción, resultando el rendimiento pocoafectado.3º) Régimen de funcionamiento de la turbina: Cuando se trata de turbinasmonoeje, el rendimiento disminuye con la carga. Una turbina de gas de unapotencia en torno a los 3 MW con un rendimiento aproximado del 25%,trabajando a plena carga verá que su rendimiento se reduce hasta el 20% altrabajar a la mitad de la potencia nominal. 10Antun - Carabajal
  11. 11. Turbinas de gasTeniendo en cuenta las características constructivas de la turbina, es posiblemejorar su rendimiento térmico precalentando a la salida del compresor el airede la combustión con los gases de escape, en un intercambiador (cogenerador)situado a la entrada del aire en la cámara de combustión. Con esteprocedimiento el gasto de combustible por KW de energía mecánica generadaes menor, el rendimiento mecánico aumenta en un 5 – 7%, en detrimento delaprovechamiento que se pueda dar a la energía calorífica de los gases deescape.REFRIGERACIÓN .REFRIGERACIÓN DE LOS ÁLABESLa temperatura de salida de los gases de la cámara de combustión vienelimitada por la resistencia mecánica de los álabes de la turbina, que tienen quesoportar elevadas temperaturas de trabajo, del orden de 850 °C – 900 ºC paralas turbinas industriales (sin álabes refrigerados), pudiendo llegar a alcanzar los1000°C, en las turbinas modernas, (álabes refrigerados en los primerosescalonamientos), y 1200°C en las turbinas de gas de aviación.La distribución de temperaturas a la salida de la cámara de combustión, debeser lo más uniforme posible, lo que presenta ciertas ventajas, por cuanto seevitan sobrecalentamientos locales de los álabes, pudiendo ser la temperaturamedia de entrada en la turbina más elevada, con el consiguiente aumento desu potencia específica. Como las tensiones mecánicas en los álabes decrecencon el radio, puede resultar interesante que la distribución de temperaturasaumente con el radio.REFRIGERACIÓN DE LA TURBINA 11Antun - Carabajal
  12. 12. Turbinas de gasLa refrigeración de las partes de la turbina que alcanzan mayores temperaturasse puede hacer mediante extracciones de aire a partir de un determinadoescalonamiento del compresor. Un disco de turbina se puede refrigerarmediante una corriente de aire inyectada en la periferia del eje que, despuésde haber rozado la superficie del disco, se mezcla con el flujo de gas queatraviesa los álabes móviles. Como la temperatura en los diversos puntos deldisco no es uniforme, se originan tensiones térmicas importantes; el flujo decalor pasa de los álabes al cubo del rotor, por lo que conviene inyectaranularmente, sobre su base, un chorro de aire de refrigeración; también sepuede proceder a hacer una estratificación de las temperaturas en la cámarade combustión, siempre que ésta se encuentre en las proximidades de laturbina, lo que sucede en el caso de los turborreactores. En algunas turbinasde gas, el conducto de admisión de los gases se bifurca hasta la entrada delprimer escalonamiento; el aire de refrigeración pasa a los álabes formando dospelículas que protegen los apoyos de los álabes fijos del distribuidor y de losmóviles de la corona. Los álabes fijos del distribuidor, (los del primerescalonamiento), se pueden refrigerar construyendo aletas de palastro queconstituyen los conductos para el flujo de aire, disposición que se utiliza en losturborreactores, donde las temperaturas de admisión son particularmenteelevadas; una parte del caudal proveniente del compresor atraviesa primero losálabes distribuidores de la turbina, y después pasa, ya precalentado, a lacámara de combustión, mientras que el resto circula a lo largo del eje y deldisco de la turbina, contribuyendo a la refrigeración de estos dos órganos.Los álabes móviles de la corona no se refrigeran directamente, ya que tanto elpequeño volumen que ocupan, como las aleaciones refractarias con que seconstruyen hoy en día, hacen inútil esta precaución.El siguiente esquema corresponde a un circuito de refrigeración en una turbinade gas:a) Refrigeración del cojinete del compresor llevando aire a un escalonamientointermedio del compresor.b) Refrigeración del cojinete de la turbina de (AP) y de las paredes exterioresde la turbina de potencia útil llevando aire a un escalonamiento intermedio delcompresor. 12Antun - Carabajal
  13. 13. Turbinas de gasc) Refrigeración de los discos y de los álabes de la turbina de (AP) y de losprimeros álabes de (BP) llevando aire a la entrada de la cámara de combustión.d) Refrigeración de los discos y álabes de (BP), del conducto de escape por elaire aspirado por un ventilador centrífugo solidario de la rueda de (BP).REFRIGERACIÓN DE LOS ALABES DE TURBINAS AXIALESEl empleo de altas temperaturas a la entrada de la turbina, (turbinas de gas noaeronáuticas), viene motivado por el hecho de que tanto el rendimiento térmicocomo la potencia específica de la máquina aumentan al incrementar la relaciónT3T1, siendo T3 la temperatura máxima del ciclo, temperatura de salida de lacámara de combustión o temperatura de entrada al distribuidor de la turbinay T1 la temperatura mínima, correspondiente a las condiciones ambientales; lasrelaciones de compresión de máxima potencia son inferiores a las de máximorendimiento para cualquier valor de PEl interés por el empleo de temperaturas cada vez más elevadas a la entradade la turbina, tanto en aplicaciones industriales como aeronáuticas, haimpulsado el desarrollo de materiales resistentes a las altas temperaturas(materiales cerámicos), así como a la implantación de la refrigeración de losálabes.La refrigeración por líquidos puede hacerse:1º) Refrigeración indirecta, que consiste en utilizar el líquido como refrigerantedel aire que, a su vez, va a circular por el interior de los álabes y será elrefrigerante directo de los mismos.2º) Refrigeración directa, en la que el líquido es el refrigerante que circulará porel interior de los álabes.El utilizar el propio carburante como líquido refrigerante tiene algunas ventajas,como:_ En las turbinas de gas de aviación ya está a bordo_ Su temperatura es baja y la energía que se le aporta en la refrigeración seaporta en el lugar óptimo para mejorar el rendimiento del ciclo_ La cantidad de calor que puede absorber estaría limitada por problemasligados a su posible descomposición, lo que podría provocar depósitos en losconductos de circulación._ Al encontrarse el carburante muy frío, si el flujo de calor a extraer no es muygrande, es necesario interponer un aislante entre la pared del álabe y el líquido._ La refrigeración del borde de la estela puede llegar a ser un aspecto crítico,así como los problemas derivados de la estanqueidad.Otra solución consiste en el empleo de un líquido que circula en circuitocerrado por el interior del álabe, constituyendo la base del mismo unintercambiador de calor entre este líquido y otro fluido que podría ser el aire 13Antun - Carabajal
  14. 14. Turbinas de gasextraído del compresor o el propio carburante; las características que debereunir este líquido son:_ Tensión de vapor no demasiada elevada, papara prevenir sobrepresionesexcesivas en los canales._ Punto de fusión bastante bajo para evitar la solidificación, lo que implicaríaproblemas de equilibrado a bajos regímenes_ Densidad reducida para que las tensiones debidas a la presión hidrostáticasean aceptables._ Baja viscosidad para facilitar las corrientes de convección._ Calor latente de cambio de estado elevado si se utiliza un ciclo conevaporación.En este sentido metales líquidos como el Na y el K pueden ser aceptables; sinembargo, la mayor dificultad se presenta en la evacuación del calor contenidoen el líquido refrigerante a través de la base del álabe, sobre todo en el caso delas coronas móviles, por lo que la aplicación de este sistema sólo se consideraen el diseño de plantas de potencia estacionarias.Otra forma de refrigeración, es por aire, y puede realizarse de las siguientesmaneras:1º) Convección libre2º) Convección forzada3º) Refrigeración por impacto4º) Refrigeración por película5º) TranspiraciónEl aire se extrae del compresor y circula por pasos interiores practicados en eldisco y en los álabes de la turbina. Los cuatro primeros métodos se aplican enla actualidad en máquinas avanzadas que trabajan con elevadas temperaturasde entrada en la turbina. El método de transpiración que requiere álabes dematerial poroso, se encuentra en fase experimental.1º) Convección libre: El calor que los gases de combustión ceden a los álabesse conduce, a través de los mismos, hasta el aire de refrigeración que circulapor su interior; el calor cedido depende de la superficie de contacto que loscircuitos internos del álabe exponen al refrigerante. El grado de refrigeraciónobtenido depende de la diferencia de temperaturas entre el metal y el aireinterior.2º) Convección forzada: El aire circula por canales cilíndricos practicados en elálabe o por canales de sección más compleja, como se ve en las figuras, quepermiten aumentar la superficie de intercambio de calor, para una sección depaso dada. Todo lo que perturba la capa límite de refrigeración, como surcos,creación de efecto aleta, etc, tiende a la mejora del coeficiente de transmisiónde calor; el inconveniente radica en que duplicar el coeficiente de transmisión 14Antun - Carabajal
  15. 15. Turbinas de gasde calor, supone un aumento de cuatro veces el coeficiente de pérdida decarga.4º) Refrigeración por película de aire: Consiste en la formación de una películade aire refrigerante sobre una o varias zonas de la pared exterior del álabeexpuestas a los gases, que se pierde rápidamente porque terminamezclándose con éstos; para conseguir una refrigeración eficaz, tiene querenovarse continuamente por medio de sucesivas ranuras de inyección. Estees, posiblemente, el mejor sistema de refrigeración del álabe, que tiene laventaja de reducir el gradiente de temperaturas en las paredes de los álabes, yel inconveniente de que puede perturbar el desarrollo del flujo en el canal depaso. Si en la capa límite se inyecta aire en exceso o si su velocidad esdemasiado grande, el aire refrigerante la atraviesa y produce pérdidasadicionales en el álabe. El sistema asegura una fuerte evacuación de calor, yaque cuando la corriente de aire frío atraviesa los agujeros de paso, puedeproducir zonas frías que actúan como focos de concentración de tensiones conel consiguiente aumento de la fatiga de los álabes; el efecto de refrigeración dela película es disipado rápidamente aguas abajo por la mezcla con los gasescalientes. El aire utilizado en este tipo de refrigeración debe encontrarse a altapresión, lo cual no siempre es posible, particularmente en los bordes de ataquede la primera corona de toberas.5º) Refrigeración por transpiración: Es una generalización del caso anterior queaumenta su efectividad; el álabe se fabrica de material poroso para estableceruna película continúa de aire sobre toda la superficie del mismo. La uniformidadde la película es el factor principal que reduce la cantidad de calor que losgases pueden transferir al metal; para una refrigeración efectiva, los poros hande ser pequeños, pero este hecho puede ocasionar la posible obturación de losmismos debido a oxidación o a materias extrañas.Se puede comparar el potencial de cada uno de los métodos de refrigeracióndescritos, si se determina la cantidad de aire (Gaire) que necesita cada uno de 15Antun - Carabajal
  16. 16. Turbinas de gasellos para mantener un cierto nivel térmico del álabe, en determinadascondiciones operativas.CÁMARAS DE COMBUSTIÓN DE TURBINAS DE GAS .Una cámara de combustión de turbina de gas consta de: A) Un armazón exterior que resiste las presiones de los gases y que puede ser de acero ferrítico. B) Un armazón interior sometido a temperaturas elevadas que, al menos en su parte superior en las verticales, o donde van los quemadores en las horizontales, se debe construir de acero austenítico o de material refractario. La sustentación del armazón interior debe permitir la libertad de las dilataciones.Los principales factores a tener en cuenta en el diseño de la cámara decombustión de una turbina de gas, dependen de sus condiciones operativas, deentre las que podemos destacar las siguientes:1º) La combustión tiene que ser estable, para permitir las fuertes variaciones dela relación aire-combustible que para los ciclos regenerativos está entre 60/1 y120/1, y para los no regenerativos entre 100/1 y 200/1.2º) La velocidad del fluido oscila, en la mayor parte de los casos, entre 30 y 60m/seg. 16Antun - Carabajal
  17. 17. Turbinas de gasEn las turbinas de gas usadas en aviación, el problema de la estabilidad de lallama es aún más complejo, a causa de la variación de las presiones decombustión debido a la altura, a la velocidad de vuelo, y al grado de carga(despegue, ascensión, aproximación).AIRE UTILIZADO EN EL PROCESO DE COMBUSTIÓNLa masa de aire teóricamente necesaria para la combustión de 1 kg decombustible se determina a partir de las reacciones estequiométricas de lacombustión; para los combustibles líquidos utilizados normalmente en lasturbinas de gas, la relación aire – combustible estequiométrica está entre 14,7 y15, pudiéndose tomar 14,9 como valor medio. La cantidad de aire realsuministrada al combustible es mayor que la teórica, definiéndose uncoeficiente de exceso de aire e, como la relación entre la cantidad real de aire yla teórica, por kg de combustible.Para que la combustión tenga lugar totalmente dentro de la cámara decombustión, es necesario que todos los procesos se realicen con suficienterapidez, ya que se tienen que efectuar en una corriente de aire a una velocidaddeterminada. Por esta razón, la combustión en estas cámaras sólo es posiblecuando la velocidad de propagación de la llama sea del mismo orden que lavelocidad de la corriente.La temperatura de la combustión y, en consecuencia, la velocidad depropagación de la llama, dependen del coeficiente de exceso de aireobteniéndose su valor máximo para un coeficiente de exceso de aire e = 1,aproximadamente.Para mezclas ricas, e < 1, la temperatura de combustión disminuye debido a lacombustión incompleta. En las mezclas pobres, e > 1, también disminuyedebido a la dilución por el aire de los productos de la combustión.Como la relación aire-combustible de funcionamiento global es del orden de60/1 para las condiciones de diseño, mientras que la estequiométrica es deaproximadamente, 15/1, es necesario que el aire suministrado por el compresorse introduzca progresivamente en la cámara de combustión.En el proceso de inyección de aire se pueden distinguir tres fases que danlugar a lo que se conoce como aire primario, aire secundario y aire terciario.Aire primario.- Se corresponde aproximadamente con un 15% a 20% del airetotal y se introduce alrededor del chorro de combustible creando una mezcla deaire-combustible relativamente rica con el objeto de obtener una temperaturaelevada, necesaria para una combustión rápida.Aire secundario.- Se corresponde aproximadamente con un 30% del aire total;se introduce a través de orificios practicados en el tubo de llama para completarla combustión; para que el rendimiento térmico sea elevado, se tiene queprocurar que este aire se inyecte en los puntos adecuados del proceso a fin deevitar que la llama se enfríe localmente dando lugar a una drástica disminuciónde la velocidad de combustión en esa zona. El aire secundario proporciona uncoeficiente de exceso de aire del orden de, e ≈1,5.Aire terciario.- El aire restante, 50% a 55%, se mezcla con los productos de lacombustión en la zona de dilución, con el objeto de reducir su temperatura 17Antun - Carabajal
  18. 18. Turbinas de gashasta la requerida a la entrada de la turbina. Hay que procurar una turbulenciasuficiente para que las corrientes caliente y fría se mezclen a fondo y asíconseguir una distribución de temperaturas a la salida prefijada de antemano.ANÁLISIS DEL PROCESO DE COMBUSTIÓNEl proceso de la combustión ha de tener lugar en su totalidad, dentro de lacámara de combustión, a fin de evitar que los álabes de la turbina esténsometidos a las elevadas temperaturas de las llamas. Las turbinas de gasfuncionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de losproductos de combustión al incidir en los álabes no sea excesiva y no seproduzcan excesivos problemas de corrosión o fatiga en los mismos, ymantener los efectos derivados de la deformación plástica dentro de límitesaceptables. El índice de exceso de aire con el que trabajan las turbinas sueleestar comprendido entre 2,75 y 5. Las turbinas de gas pueden utilizar dos tiposde combustibles:_ Gaseosos: gas natural, propano._ Líquidos: gasoil, gasolinas y en algunos casos fuel de bajo contenido enazufre.Los combustibles empleados tienen que estar libres de partículas e impurezassólidas para evitar cualquier tipo de erosiones en los álabes de la turbina.La ausencia de azufre en la composición del combustible permite un nivel derecuperación del calor contenido en los gases de escape superior al que sepuede conseguir con otros combustibles.Los combustibles líquidos presentan, frente a los gaseosos, otras desventajascomo el sistema de filtrado que es más complicado; además es necesarioatomizar el combustible a una presión elevada, resultando una menor calidaden la formación de la mezcla, por lo que el rendimiento de la turbina es algoinferior.Las pérdidas de carga en la cámara de combustión de una turbina de gas, hande ser mínimas, ya que afectan al consumo específico y a la potenciaespecífica de la turbina; generalmente las normas de diseño tienden a mejorarel proceso de la combustión, como la formación de la mezcla, estabilidad dela llama, etc., y conducen a su vez a un aumento de las pérdidas de carga.Pérdidas térmicas mínimas a través de las paredes y por combustiónincompleta.Debe evitarse la formación de depósitos de carbón, pues estas pequeñaspartículas al ser arrastradas por el flujo, erosionan los álabes de la turbina;Asimismo, bloquean y distorsionan el flujo de aire a lo largo de las paredes,causando sobrecalentamientos locales que disminuyen la vida de la cámara;hay que tener en cuenta, que el carbón depositado en las paredes se puededesprender a causa de las vibraciones y causar serios desperfectos en losálabes de la turbina.La emisión de humos por el escape, desde el punto de vista de lacontaminación ambiental, es otro de los factores a tener en cuenta, tanto en lasturbinas de gas industriales, como en las de aviación.Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el encendido de la cámara;las bajas presiones y las altas velocidades dificultan el arranque, aspecto queen las turbinas de gas de aviación adquiere una importancia considerable.Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre sí, por lo que resultaobvia la complejidad que presenta el diseño de una cámara de combustión, 18Antun - Carabajal
  19. 19. Turbinas de gassobre todo si el régimen de funcionamiento tiene que ser variable, como en lasturbinas de propulsión naval.CÁMARAS DE COMBUSTIÓN TUBULARESLas cámaras de combustión individual o independiente, van en número variablede 5 a 10, se emplearon en los primeros motores de aviación y, en laactualidad, en pequeñas turbinas de gas industriales y marinas., siendo lasmás empleadas en motores de compresor centrífugo y en algunos axiales. Vansituadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina; constan cada unade ellas de su propio inyector procedente de una línea de suministro común, deuna doble pared o tubo, de los cuales el interior se denomina tubo de llama porestar en contacto directo con la combustión y de una envolvente exterior.Dos de las cámaras de combustión van dotadas de bujía de encendido; larazón de llevar dos bujías es exclusivamente por seguridad, pues con una solasería suficiente.El motor de reacción, no necesita encendido continuo una vez que el motor haarrancado, dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentementecombustible, la combustión se mantiene sin necesidad de llevar conectado elsistema. Se conectará en despegue, toma de tierra y ciertas condicionesanormales de turbulencia, ingestión de agua volando en lluvia fuerte, etc.Para que la combustión alcance todas las cámaras de combustiónindependientes, estas van unidas por unos tubos de propagación de llamadenominados interconectores de llama. El aire de descarga del compresor alentrar en la cámara se divide en dos; el aire primario, 25% del total. Entra por elcentro de la cámara para realizar la combustión y el 75% restante, airesecundario, pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la cámara.El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el airesecundario que reduce la temperatura de los gases desde aproximadamente1800 ºC que alcanza en la zona de combustión, a unos 1000 ºC que puedepermitir la turbina, formando una capa de aire de refrigeración entre la cámara 19Antun - Carabajal
  20. 20. Turbinas de gasy el exterior.Estas cámaras de combustión, tienen una buena resistencia estructural yligereza de peso, además de un mantenimiento y sustitución más sencilla, perosu rendimiento es inferior a las anulares.Puede ocurrir, si se presentan averías en algunos inyectores, que los álabesdel primer escalón de la turbina estén sometidos a diferencias de temperaturaque produzcan deformaciones en dichos álabes.Este tipo de cámara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan concompresores centrífugos, en los que el flujo de aire es dividido por los álabesdel difusor en corrientes separadas, alimentando cada una de ellas la cámaratubular correspondiente.CÁMARAS DE COMBUSTIÓN ANULARESCuando el compresor es axial, en aviación resulta más adecuado utilizar unaúnica cámara anular, la cual rodea al eje del compresor-turbina; dicha cámaraconsta de un solo tubo de llama, también anular, y una serie de inyectores cuyonúmero puede oscilar entre 12 y 20.De esta forma, el espacio comprendido entre el compresor y la turbina seaprovecha al máximo dando lugar a un motor de sección frontal más reducida,produciéndose en comparación con el anterior, menores pérdidas de carga;como se indica en el esquema de este tipo de turbina.Tienen un rendimiento más alto que las individuales, relacionándose mejor lamezcla aire – combustible y presentando menores pérdidas de presión, asícomo una mejor refrigeración de los gases durante la combustión. Este modelopresenta los siguientes inconvenientes:1º) Resulta muy difícil obtener una distribución uniforme de la relacióncombustible-aire a pesar de utilizar un gran número de inyectores.2º) Como consecuencia de lo anterior, se presentan problemas a la salida de lacámara para conseguir una distribución uniforme de temperatura. 20Antun - Carabajal
  21. 21. Turbinas de gas3º) Estructuralmente son más débiles, por lo que es difícil impedir que seproduzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama, problemaque es particularmente preocupante en motores de gran diámetro.4º) En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar elmotor del avión, lo que implica mayores problemas de costos y tiempo demantenimiento.ESTABILIDAD DE LA COMBUSTIÓNEl procedimiento de introducción del aire por zonas no es suficiente paraconseguir la estabilización total del proceso de combustión en una corriente deaire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llama.La configuración aerodinámica del flujo viene determinada por la forma ycolocación de los dispositivos de admisión de aire primario y secundario en eltubo de llama de la cámara de combustión.Por ello, estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizaciónde la llama. A continuación examinaremos algunos de estos dispositivos quepermiten obtener una llama estable. En las cámaras con torbellinador, el combustible se inyecta en la mismadirección que la corriente de aire, mientras que el aire primario se introduce através de unos álabes radiales torsionados, conocidos como álabestorbellinadores, creándose en el tubo de llama una corriente de aire que giracon relación al eje de la cámara como se muestra en la figura.De esta forma se crea cerca del eje de la cámara una zona de bajas presionesy a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran laestabilidad de la llama, creando en la zona de combustión superficies conpequeñas velocidades de aire del orden de 15 a 25 m/seg; estascontracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire,mejorándose la vaporización del combustible y la inflamación de la mezclafresca.A veces, se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador,inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales 21Antun - Carabajal
  22. 22. Turbinas de gaspracticados en el tubo de llama, en vez de hacerlo a través de orificios planos.Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de bajapresión y dirigido hacia los chorros de combustible. Hay que tener presente queel empleo del torbellinador ocasiona mayores pérdidas hidráulicas.Existen otros métodos que prescinden del torbellinador para crear unaconfiguración aerodinámica adecuada para la estabilidad de la llama, siendoalgunos tipos de cámaras de combustión, los siguientes:1º) En algunas cámaras de combustión se consigue una adecuada distribución,tanto de la corriente en la zona de combustión, como de la estabilidad de lallama, introduciendo la mayor parte del aire primario a través de las paredeslaterales del tubo de llama, a cierta distancia del inyector, y dirigiéndola haciaéste. Una mínima parte de este aire primario entra a través de unos orificiospracticados en la superficie frontal para refrigerar el inyector.2º) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyección hacia atrás, lo cualproporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario; sinembargo resulta muy difícil impedir que el inyector se recaliente y enconsecuencia se deteriore. Por esta razón, este procedimiento se utiliza másen cámaras de postcombustión de turbinas de gas de aviación, lospostquemadores sólo actúan en períodos cortos para incrementar el empuje.3º) En la se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta elcombustible a baja presión en unos tubos en forma de bastón situados en lazona primaria. De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de 22Antun - Carabajal
  23. 23. Turbinas de gascombustible y aire en sentido contrario al flujo, mezclándose con el aireprimario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededorde los conductos de suministro de combustible. Con este sistema se consiguesuperar la dificultad de obtener una buena distribución de la mezcla a lo largode todo el margen operativo de gasto de combustible. El problema fundamentalque se presenta es el de evitar la formación de depósitos de carbón por elcracking del combustible en los tubos del vaporizador, que traen comoconsecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos.Para cualquier cámara de combustión existe un límite de mezcla pobre másallá del cual la llama resulta inestable. Se suele tomar como límite la relaciónaire-combustible a la que la llama se apaga, si bien la inestabilidad se presenta,generalmente, antes de que se alcance dicho límite. Esto se pone demanifiesto por un funcionamiento duro, que origina vibraciones aerodinámicasque acortan la vida de la cámara y ocasionan vibraciones en los álabes de laturbina. En la figura se ha representado la Curva de Estabilidad, representandoen ordenadas la relación aire – combustible y en abscisas el gasto de aire, quees el cociente entre la relación estequiométrica y la relación aire – combustible. 23Antun - Carabajal
  24. 24. Turbinas de gasPara que una cámara de combustión resulte adecuada para una cierta función,su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad, debe cubrirel margen de relaciones aire – combustible, y de los gastos másicos requeridospor la turbina. También es preciso comprobar situaciones límite, como las quese presentan en las aceleraciones y deceleraciones; en una aceleración seproduce un rápido aumento del gasto de combustible inyectado, mientras queel gasto de aire no alcanza su nuevo régimen, por lo que transitoriamentebajará la relación aire/combustible, mezcla rica. Mediante un dispositivo quelleva el sistema de regulación se limita el aumento del gasto de combustiblea fin de que la llama no se apague.Otro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de lapresión en el interior de la cámara, estrechándose los límites de estabilidad aldecrecer la presión debido a la consiguiente disminución de la velocidad de lacombustión.SISTEMAS DE ENCENDIDO .Para arrancar una turbina de gas es necesario acelerar el compresor hasta quesuministre un gasto másico de aire capaz de mantener la combustión. Esto sepuede conseguir inyectando aire comprimido de una fuente exterior,directamente a la turbina que acciona el compresor. Sin embargo, normalmentese utiliza un motor eléctrico o una pequeña turbina de gas auxiliar conectada aleje principal mediante una caja reductora y un embrague.Esta turbina de gas auxiliar se puede alimentar, bien con aire comprimido, obien con un cartucho, como en la aviación militar; el dispositivo de encendidose conecta durante el periodo de aceleración y se inyecta combustible a travésdel inyector de encendido; al finalizar la puesta en marcha, el dispositivo deencendido se desconecta.En el caso de cámaras anulares, se montan varios dispositivos de encendidodistribuidos por el tubo de llama anular, próximos a los inyectores principales.En las cámaras tubulares sólo se montan dispositivos de encendido en algunasde ellas, generalmente en dos, mientras que la llama se transmite a lasrestantes, una vez estabilizada, mediante tubos que conectan el tubo de llamade cada cámara con los de las vecinas, como hemos explicado anteriormente.El comportamiento del encendido se puede expresar por una curva deencendido semejante a la curva de estabilidad estudiada anteriormente, perointerior a ésta; esto significa que para un gasto másico de aire dado, el margende relaciones aire/combustible dentro del cual es posible el encendidode la mezcla es más reducido que aquel en el cual es posible la combustiónestable una vez que se ha producido el encendido. 24Antun - Carabajal
  25. 25. Turbinas de gasPara el arranque en tierra, o en turbinas de gas industriales, resultan muyadecuadas unas bujías de alta tensión similares a las utilizadas en los motoresalternativos de encendido provocado, MEP; sin embargo en los motores deaviación se presenta la necesidad de asegurar el reencendido de los motoresen pleno vuelo, lo que obliga a utilizar dispositivos que proporcionen una chispade mucha mayor energía.Existen sistemas que suministran chispas de alta energía a razón de 1 a 4 porsegundo. La corriente de descarga puede ser de varios cientos de amperios,con una duración de unos pocos milisegundos.Un sistema empleado es el de descarga superficial que se representa en lafigura y que consiste en un electrodo central y otro exterior que rodea alprimero, separados por un aislante cerámico excepto en la punta, donde laseparación se hace por medio de una capa de material semiconductor.El principio de funcionamiento consiste en la descarga de un condensador através del semiconductor que separa los electrodos. De esta forma, dichomaterial se pone incandescente y proporciona un camino ionizado de bajaresistencia para la energía almacenada en el condensador.Una vez que se ha producido la ionización, tiene lugar la descarga principal enforma de un arco de gran intensidad.Para el buen funcionamiento del sistema, éste debe situarse de forma quesobresalga de la capa de aire refrigerante en el interior del tubo de llama,llegando hasta el borde exterior del combustible pulverizado, aunque notanto como para que resulte mojado en demasía.En las cámaras de combustión que utilizan sistemas vaporizadores, como yase indicó anteriormente al hablar de los sistemas de inyección, el dispositivo deencendido consiste en una bujía y un inyector auxiliar, antorcha de encendido.Este sistema resulta más voluminoso y pesado que el anterior, y es másadecuado para turbinas de gas industriales.El inyector auxiliar se puede alimentar con combustibles ligeros de un depósitoseparado del principal, siempre que el combustible que utilice la turbina sea uncombustible pesado. 25Antun - Carabajal
  26. 26. Turbinas de gasEn un quemador como el indicado en el esquema, el combustible llegar a unadeterminada presión, del orden de 30 atm, que se mantiene constantemediante el regulador de presión de la admisión que actúa como válvula dedescarga. En el interior del quemador, el combustible desciende hasta elextremo del armazón en forma de niebla fina.QUEMADORSISTEMA SUPERFICIAL DE DESCARGACÁLCULO TEÓRICO DE LA POTENCIA .Como hemos visto anteriormente, en el momento que la mezcla que abandonala cámara de combustión ingresa a la turbina, el fluido comienza una etapa deexpansión que es cuando se aprovecha la energía cinética del mismo para 26Antun - Carabajal
  27. 27. Turbinas de gasmediante los álabes transformarla en trabajo mecánico L, aquí es donde elfluido disminuye su entalpía respecto a la de entrada, y a esta diferencia se laconoce como “salto entálpico”. Entonces la potencia de la turbina, viene dadapor:Q-Lt = Ms.hs – Me.hePero el cálculo teórico está basado en una turbina adiabática es decir Q=0, y elcaudal másico es el mismo en la entrada como en la salida entonces quedara:-Lt = M.(hs-he)De aquí surge que la entalpía de salida hs˂ he, quedando el paréntesisnegativo, simplificándolo con el signo de Lt, y con respecto al diagrama T-Smostrado anteriormente tendremos:Lt = M.(h4-h3)Pero esta ecuación contempla únicamente el trabajo de la turbinaparticularmente, lo cual implica que para obtener la potencia del motor como untodo, no debemos olvidar que la turbina mueve el compresor Lc que seencuentra en el comienzo del ciclo que va a recorrer el fluido. Entoncespodemos entender que el trabajo del motor Lm será.Lm = Lt + LcComo el compresor es mecánicamente igual a la turbina pero su disposición esinvertida, entonces podemos decir que realiza el trabajo inverso. Dijimos que:en la turbina los gases se expanden para aprovechar su energía, entonces enel compresor (como su nombre lo indica), tiene lugar la compresión del aire queluego de la combustión será parte del gas de trabajo.Entonces el trabajo que consume del sistema vendrá dado inicialmente por lamisma ecuación que la turbina: -Lc = M.(h2-h1), con la diferencia de que ahorahs˃ he quedando el paréntesis positivo, impidiéndonos simplificar el signo deLc, resultando así el trabajo del compresor negativo, lo cual si aplicamos esteresultado matemático al funcionamiento de la máquina, podremos deducir queresulta lógico pensar esto porque; como dijimos más arriba el compresor esarrastrado por el movimiento producido por la turbina, pero no aporta trabajo alsistema, sino que resta.Entonces, el trabajo realizado por el motor será:Lm = Lt + (-Lc)Lm = Lt - LcComo regla general, cuanto menor sea el motor más alta es la tasa de rotacióndel eje (s) tiene que ser para mantener la velocidad punta. Velocidad punta dela hoja determina las relaciones de presión máxima que se puede obtener porla turbina y el compresor. Esto, a su vez, limita la potencia máxima y laeficiencia que se puede obtener por el motor. Para que la velocidad punta se 27Antun - Carabajal
  28. 28. Turbinas de gasmantenga constante, si el diámetro de un rotor se reduce a la mitad, lavelocidad de rotación debe doblar. Por ejemplo, grandes motores areacción operan alrededor de 10.000 rpm, mientras micro turbinas giran tanrápido como 500.000 rpm.Mecánicamente, las turbinas de gas pueden ser consideradas menoscomplejas que el motor de émbolo. En turbinas simples podría haber una piezamóvil: el eje / compresor / turbina, sin contar el sistema de combustible. Sinembargo, la fabricación de la precisión necesaria para los componentes yaleaciones resistentes a la temperatura necesaria para la alta eficaciafrecuencia que la construcción de una turbina simple más complicado que losmotores de pistón.Los cojinetes de empuje y cojinetes son una parte crítica deldiseño. Tradicionalmente, han sido el aceite cojinetes hidrodinámicos , orefrigerado por aceite de los rodamientos de bolas . Estos rodamientos estánsiendo superados por los rodamientos de aluminio , que se han utilizado conéxito en micro turbinas y las unidades de energía auxiliar .Las turbinas de gas admiten la mayoría de los combustibles comerciales, talescomo gasolina , gas natural , propano , diesel y queroseno , así como loscombustibles renovables como E85 , biodiesel y biogás . Sin embargo, cuandose ejecuta sobre el queroseno o diesel, por lo general no podrá comenzar sin laayuda de un producto más volátil, como el gas propano.PROPULSION MARINA POR TURBINAS DEGAS .Este es el más moderno sistema de propulsión que existe de los que usancombustible fósil cuya ventaja radica en la insuperable relación peso-potenciaque desarrollan y puede decirse que son el elemento primordial de propulsiónde los buques de combate, habiendo sido adoptado por casi todas las Marinasde Guerra del mundo.En el campo mercante ha habido también casos donde se instaló después deun auténtico proceso racional de selección, pero la crisis del petróleo de iniciosde los 70 frenó su utilización en beneficio del motor diesel, ya que, si bien losconsumos de las turbinas de gas modernas son aceptables, del orden de los180 gramos/CV.h. no pueden competir con los 135 gramos/CV.h. del diesel a lahora de conseguir una explotación rentable, especialmente en momentos decrisis como los actuales, donde hay que arañar costes allí donde se pueda. 28Antun - Carabajal
  29. 29. Turbinas de gasDado que este tipo de máquina es mucho menos conocida, vamos a hacer unadescripción de sus principios de funcionamiento para ver a continuación suforma de utilización.Cuando hablamos de la turbina de gas en su aplicación naval nos referimossiempre (salvo que se diga otra cosa) a las turbinas marinas derivadas de lasaeronáuticas que propulsan a los aviones a reacción, no sólo porque laaplicación naval se ha beneficiado del alto grado de desarrollo yperfeccionamiento de las turbinas de avión, sino porque se trata de unamáquina muy simple que permite obtener grandes potencias con tamaños ypesos muy pequeños. En esto reside su gran atractivo para ser adoptada enlos buques de guerra.INSTALACIONES MIXTASDespués de haber reseñado y estudiado los sistemas básicos y que en lamayor parte de las aplicaciones se instalan solos, lo que significa que el barcova propulsado por vapor, por motores, por turbinas de gas, o por un sistemanuclear sin más, pero hay ocasiones, especialmente en buques de guerradonde resultan conveniente disponer y operar lo que se denomina unainstalación mixta.Una instalación se considera mixta, en el sentido más amplio de la palabracuando utiliza varias máquinas sean o no del mismo tipo y sean o no de lasmismas características para dar las distintas velocidades.En esta definición quedan pues incluidas aquellas instalaciones donde porejemplo se utilizan dos motores engranados ya que puede fraccionarse lapotencia entregada al eje de forma que sea la de un motor solo o la de los dostrabajando conjuntamente.En un sentido más restringido y donde el concepto de instalación mixta tieneauténtico significado es en los buques de guerra. En un buque mercante seopera normalmente durante toda la navegación a velocidad uniforme, que semantiene hasta rendir viaje. En cambio en los buques de guerra es tal ladiferencia de situaciones en que puede encontrarse, que es en ellos dondeeste tipo de instalaciones tiene aplicación específica y racionaliza la utilizaciónde la maquinaria.En contra de lo que puede parecer lógico, el número de horas que un buqueutiliza la “toda fuerza” es reducidísimo comparado con las horas totales denavegación o con las que hace a la velocidad económica o de crucero. Deestadísticas tomadas de la II Guerra Mundial y de operaciones navales se havisto que las horas a plena potencia son del orden del 5-10% de las totalesnavegadas. Por ello parece lógico, si existe posibilidad, disponer dos tipos demáquinas, una de bajo consumo que proporcione la relativamente pequeñapotencia que se necesita para la velocidad de crucero y otra, lo más ligera y 29Antun - Carabajal
  30. 30. Turbinas de gascompacta posible, para que dé ella sola o ayude a dar la plena potencia,aunque su consumo específico sea mayor, ya que es poco el tiempo relativoque va a actuar. En la figura vemos las combinaciones más usuales, cuyadesignación empieza siempre por CO, iniciales de la palabra inglesa“COMBINED”, seguidamente se coloca la inicial de la máquina que se usa paradar velocidad de crucero: S de steam = vapor, D de diesel y G de “gas” =turbina de gas. A continuación figura la letra “O” o la letra “A” iniciales de “or” o“and” significando la “O” que la máquina de toda fuerza actúa sola en esasituación y la “A” que la potencia de la máquina de toda fuerza se suma a la decrucero para dar la plena potencia. Por último la letra final, S, D o G indicaasimismo el tipo de máquina utilizada para dar, sola o con la de crucero, lamáxima potencia.Las combinaciones más utilizadas son las que se muestran en la figura y estáncitadas sensiblemente de acuerdo con su aparición en el tiempo. Algunas deesas combinaciones, concretamente la COSAG ya no se utiliza por lacomplejidad tan tremenda que supone el llevar a bordo simultáneamente vapory gas. Fue sin embargo la evolución lógica de lo existente y conocido, que erael vapor, hacia una instalación combinada. La Marina Inglesa, que fue la que lautilizó, pasó rápidamente a instalaciones “todo gas”.INSTALACIONES MIXTAS MAS USUALESCOSAG COMBINACIÓN VAPOR Y TURBINA DE GASCODAG COMBINACIÓN DIESEL Y TURBINA DE GASCODOG COMBINACIÓN DIESEL O TURBINA DE GASCOGAG COMBINACIÓN TURBINA DE GAS Y TURBINA DE GASCOGOG COMBINACIÓN TURBINA DE GAS O TURBINA DE GASCODAD COMBINCIÓN DIESEL Y DIESELCODLAG COMBINACIÓN DIESEL ELECTRICA Y TURBINA DE GAS 30Antun - Carabajal
  31. 31. Turbinas de gas Esquema de distribución de la potencia generadaPARÁMETROS COMPARATIVOS TURBINA DE GAS (navales) MOTOR MARINO DIESELConsumo ≈200 g/(CV.H) ≈120 g/(CV.h)Potencia CONSTANTE VARIABLETorque VARIABLE CONSTANTERPM ≈3600 a 7000 ≈ 900 a 2000Esto se debe a que en el motor alternativo, por una cuestión de diseño, lapotencia depende del régimen de revoluciones, ya que la potencia desarrolladapor el par motor es proporcional a la velocidad angular del eje de transmisión,viniendo dada por: P= M x ω donde, P es la potencia, M el par motor, y ω lavelocidad angular de giro, podemos deducir que necesita aumentar el númerode revoluciones para aumentar la potencia. En cambio como la turbina de gas 31Antun - Carabajal
  32. 32. Turbinas de gasno es tan sensible a las variaciones de velocidad, trabaja a régimen constante(o leves variaciones) entonces a potencia constante, la cual dependeesencialmente del caudal de fluido de trabajo y del salto entálpico que sufre elfluido.CONCLUSIÓN.Para finalizar este trabajo, podemos decir que: la turbina de gas es unamáquina térmica, con la capacidad de desarrollar una potencia muy grandeocupando un espacio reducido, comparado con un motor diesel de igualpotencia. Pero con un bajo rendimiento mecánico, lo que hace que solo seaválida su aplicación principalmente en buques militares, donde se justifica elgasto que trae aparejado, tanto la compra de un equipo de estascaracterísticas, como el tipo y consumo de combustible, el cual no resultarentable si hablamos de un buque mercante, que debe recorrer grandesdistancias, en el menor tiempo posible, y con el menor consumo de todos susrecursos posible (principalmente el combustible).También podemos concluir en que es una máquina muy versátil, ya que seutiliza para distintos tipos de propulsión, como por ejemplo las aeronaves (sibien cambian sus diseños, el principio en base al que funcionan es el mismo),puede ser utilizada también para generar energía eléctrica, y en referencia a loque hace a propulsión, se adapta a diferentes combinaciones (a través de losmedios mecánicos existentes) como las que hemos mencionado más arriba.REFERNCIAS BIBLIOGRÁFICAS .http://ingenieriayciencia.blogspot.com/2007/02/turbinas-de-gas.html.Accesado 18/5/2011http://es.wikipedia.org/wiki/Ciclo_Brayton. Accesado 18/5/2011http://google.com. Búsqueda: propulsión a gas en barcos. Título: PropulsiónNaval (documento Word). Accesado 22/5/ 2011Prof. Peresin, H. A.. Apunte de Termodinámica de 4° año. Escuelas TécnicasRaggio.Prof. Peresin, H. A.. Apunte de Máquinas Térmicas de 6° año. EscuelasTécnicas Raggio.Conceptos e información aportada sobre este tema por el Ing. Massi, Enrique. 32Antun - Carabajal

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