V III .- CÁMAR CÁMAR A S D E COMB UST IÓN D E T U R B I N AS A S D E G AS AS
VIII.1. VIII.1.-- INTR ODUCCI ÓN Una cám ar a de co combu stión de turbina de gas co const a de: -
Un armazón exterior que resiste las presiones de los gases y que puede ser de acero ferrítico
- 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 Los principales principales facto factores res a tener en cuenta en el diseño de la cámara de co combust ión ión de u na tu rbina de gas, dependen de sus condiciones operativas, de entre las que podemos destacar las siguientes: La combustión tiene que ser estable, para permitir las fuertes variaciones de la relación aire-combustible que para los ciclos regenerativos está entre 60/1 y 120/1, y para los no regenerativos entre 100/1 y 200/1. La velocidad del fluido oscila, en la mayor parte de los casos, entre 30 y 60 m/seg.
En las tur binas de gas usa das en a viaci viació ón, el proble problema ma de la estabilidad estabilidad de la llama llama es aún más complejo, omplejo, a cau sa d e la var iación iación de las pr esiones esiones d e combust combust ión ión d ebido a la alt ur a, a la veloc velocidad de vuelo, y al gra do de carga (despegue, a scensión, scensión, ap roxima roxima ción) ción).. VI I I . 2. 2. - A I R E U T I L I Z A D O E N E L P R O C E S O D E C O M B U S T I Ó N La ma sa de aire teóricamen teóricamen te n ecesaria ecesaria pa ra la combust combust ión ión de 1 kg de combust combust ible ible se determin a a par tir d e las rea ccio cciones nes est equiométricas de la combu combu stión; para los los combu combu stibles líquidos líquidos utilizados normalmente en las turbinas de gas, la relación aire-combustible estequiométrica está ent re 14,7 y 15, pu diéndose toma r 14,9 como como valor valor med io. io. La can can tida d de aire real sum inistr ada al combust combust ible es mayor que la teórica, teórica, definiéndose definiéndose un coefi coefici cient ent e de exceso exceso de a ire a, como como la r elació elación n en tr e la cant idad r eal de air e y la teórica, teórica, por kg de combustible. TG.VIII.-103
Par a qu e la co combust ión ión t enga lugar totalmente den tro de la cám cám ara de co combust ión, ión, es necesanecesario que todos los los procesos procesos se realicen realicen con con s uficiente uficiente r apidez, ya que se t ienen qu e efec efectu tu ar en u na corrient e de aire a un a veloc velocidad determ inada. Por esta razón, la la combust combust ión ión en esta s cámar as sólo sólo es posible posible cua cua ndo la veloc velocidad de pr opagación opagación de la llama sea del mism o orden orden que la veloc velocidad de la corr corr iente. La tem pera tu ra de la combu combu stión y, en en consecuencia, consecuencia, la veloc velocidad idad de pr opagación opagación de la llama , dependen del coe coefi fici cient ent e de exceso exceso de aire obten obten iéndose su valor valor má ximo para un coef oeficiente iciente d e
a = 1, aproximadamente. Para mezclas ricas, a < 1, la temperatura de combustión disminuye debido a la combustión incompleta. En las mezclas pobres, a > 1, ta mbién d isminu ye debido a la dilución dilución por el aire de los
exceso de aire
productos de la combustión. Como Como la r elació elación n aire-combust aire-combust ible de fun fun ciona iona mient o glob global al es del orden de 60/1 60/1 pa ra las condicondiciones ciones de diseño, mient ra s que la est equiométr ica ica es de ap roxima roxima dam ent e, 15/1, 15/1, es necesario que el aire su ministr ado por por el co compr esor esor se int roduzca roduzca pr ogresivam gresivam ente en la cámar a de combus combus tión. En el proceso de inyección de aire se pueden distinguir tres fases que dan lugar a lo que se conoc conocee como como aire prim ar io, io, aire secun dar io y aire t erciario.
Aire primario.- Se corresponde corresponde apr oximad oximad am ent e con con un 15% a 20% del aire t ota l y se int roduce alrededor del chorro de combustible creando una mezcla de aire-combustible relativamente rica con el obje objeto to de obtener obtener u na temp erat ur a elevada elevada , necesaria necesaria pa ra u na combu stión rápida, r = 1.
Aire secundario.- Se corresponde corresponde apr oximad oximad am ent e con con un 30% del aire tota l; se intr oduce oduce a tr avés de orifi orifici cios os practicados practicados en el tu bo de llama llama par a completa completa r la combu combu stión; para que el ren dimient o sea elevado, elevado, se tiene qu e procur procur ar que est e aire se inyecte inyecte en los pun tos adecuados del proceso a fin fin de evitar qu e la llam llam a se enfríe loc localmen almen te da ndo lugar a u na drá stica disminu ción ción de la la veloc velocidad de combu combu stión en esa zona zona . El a ire secund ar io proporcio proporciona na un coef oeficiente iciente de exceso exceso de aire del orden de, a ≈1,5, riqueza 1/1,5, ⇒ 0,66 a 0,7.
Aire terciario.- El a ire rest an te, 50% a 55%, 55%, se mezcla mezcla con con los los pr oductos oductos de la combust ión ión en la zona zona de diluci dilució ón, co con el obj objeto eto de reducir reducir su t emperat ur a h asta la requerida a la entr ada de la tu rbina . Hay que procur procur ar un a t urbu lenci lenciaa su ficiente iciente par a qu e las co corrient es calie calient nt e y fría fría se m ezclen ezclen a fondo fondo y así conseguir un a distribució distribución de tempera tu ras a la salida prefij prefijada ada d e ant eman o. VI I I . 3. 3.- AN AN ÁL ÁL I S I S D E L P R O C E S O D E C O M B U S T I Ó N El proceso proceso de la combust combust ión ión ha de tener lugar en su t otalidad, dentr o de la la cáma ra de co combustión, tión, a fin fin de evitar que los álabes de la tu rbina est én sometidos sometidos a las elevada elevada s temper at ur as de las llama llama s. Las tu rbinas de gas funcio funcionan nan con u n elevado exceso exceso de aire par a qu e la tempera tur a de los los pr oductos oductos de combust ión ión al in cidir en los los á labes n o sea excesiva excesiva y n o se produzcan excesivo excesivoss problemas de corr corr osión osión o fatiga en los los m ismos, y ma nt ener los los efectos efectos der ivados de la deformació deformación n plástica dentro de limites aceptables. El indice de exceso de aire con el que trabajan las turbinas suele estar compr endido entre 2,75 y 5. TG.VIII.-104
Las tu rbinas de gas pueden ut ilizar dos tipos de combustibles:
Gaseosos, gas natural, propano. Líquidos, gasóleo, gasolinas y en algunos casos fuel de bajo contenido en azufre. Los combust ibles empleados tienen qu e estar libres de par tículas e impu rezas sólidas pa ra evita r cualquier t ipo de erosiones en los álabes de la tu rbina . La a usen cia de azu fre en la composición d el combust ible perm ite un nivel de recuper ación d el calor cont enido en los gases d e escape su perior al qu e se pu ede consegu ir con otros combu stibles. Por este motivo y por razones económicas, un combustible muy adecuado en la actualidad para las tu rbina s de gas es el gas n at ur al, y su posibilidad de empleo en la post-combust ión qu e se realiza normalment e mediante quem adores en vena de aire y tiene por objeto elevar la tempera tur a de los gases de escape de la tu rbina , utilizando como combur ent e los mism os gases, par a de est a forma m ejora r el rendim iento de la caldera de recupera ción. Los combu stibles líquidos pr esent an , fren te a los gaseosos, otr as d esventa jas como el sistema de filtra do que es má s complicado; ademá s es necesario atomizar el combust ible a u na presión elevada , resulta ndo un a m enor calidad en la form ación de la m ezcla, por lo que el ren dimient o de la tu rbina es algo inferior. En el caso del gas nat ura l, al tra tar se de un sum inistro por canalización y au nque t ambién se necesitan un os requisitos de presión de sum inistro que son fun ción de la tu rbina a inst alar, la elevación de presión solamen te se debe rea lizar d esde la presión de sum inistr o ha sta la presión de utilización en el ap ar at o. Las pérdidas de carga en la cám ara de combust ión de un a tu rbina de gas, han de ser m ínimas, ya que afectan al consumo específico y a la potencia específica de la turbina; generalmente las norm as de diseño tienden a m ejora r el pr oceso de la combu stión, como la form ación de la m ezcla, estabilidad de la llama , etc, y condu cen a su vez a u n a um ento de las pérdidas de carga. Pérdida s térm icas mín imas a t ra vés de las par edes y por combustión incompleta. Debe evitarse la formación de depósitos de carbón, pues estas pequeñas partículas al ser ar ra str ada s por el flujo, erosiona n los álabes de la tu rbina ; Asimism o, bloquea n y distorsionan el flujo de aire a lo largo de las pa redes, causa ndo sobrecalent am ientos locales que d isminu yen la vida de la cám ara ; hay que tener en cuenta , que el carbón depositado en las par edes se puede desprender a cau sa d e las vibraciones y cau sar serios desperfectos en los álabes de la t ur bina. La emisión de hu mos por el escape, desde el punt o de vista de la cont am inación a mbient al, es otro de los factores a t ener en cuent a, ta nt o en las tu rbinas de gas indust riales, como en las de aviación. En las t ur binas de gas d e ciclo regener at ivo, el ensu ciam iento del cam biador de calor por el hollín de escape, reduce el rendimient o de la m áqu ina , existiendo el riesgo de destr ucción d el intercam biador p or incendio. Tiene que existir u na cierta facilidad y segurida d en el encendido de la cáma ra ; las ba jas presiones y las altas velocidades dificultan el arranque, aspecto que en las turbinas de gas de aviación adquiere u na importa ncia considerable. Est os factores p ueden llegar a s er incompat ibles ent re sí, por lo que r esult a obvio la complejidad que presenta el diseño de una cámara de combustión, sobre todo si el régimen de funcionamiento tiene que ser variable.
TG.VIII.-105
VIII.4.- CÁMARAS DE COMBUST IÓN T UBUL ARES Las cámaras de combustión individuales o independientes en número variable de 5 a 10, se emplearon en los pr imeros m otores de aviación y, en la actua lidad, en pequeñ as tur binas de gas indu str iales y ma rina s., siendo las m ás emplea das en m otores de compresor cent rífugo y en algunos axiales. Van situada s a lrededor del eje que u ne el compresor y la t ur bina; const an cada un a de ellas de su propio inyector procedent e de una línea de sum inistr o comú n, de un a doble par ed o tu bo, de los cuales el inter ior se d enomina
tubo de llama por esta r en conta cto directo con la combu stión y
de un a en volvente exterior, Fig VIII.9. Dos de las cáma ra s de combu stión van dotada s de bujía de encendido; la ra zón d e llevar d os bujías es exclusivam ent e por segurida d, pues con u na sola ser ía suficiente.
Fig VIII.9. - Cámara de combust ión t ubular
El motor de rea cción, no necesita encendido continu o una vez que el motor ha ar ra ncado, dad o que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible, la combustión se mantiene sin n ecesidad de llevar conectad o el sistema . Se conectará en despegue, toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia, ingestión de agu a volando en lluvia fuert e, etc. Par a qu e la combust ión a lcan ce todas las cámar as de combust ión independient es, estas van un idas por u nos tu bos de pr opagación de llama denominados interconectores de llama . El aire de descarga d el compresor al ent ra r en la cám ar a se divide en dos; el aire prim ar io, 25% del total. entra por el centro de la cámara para realizar la combustión y el 75% restante, aire secun dario, pasa entr e el tubo de llama y la carga exterior de la cáma ra. El tu bo de llama lleva un a serie de t aladros por los cuales penetra el aire secun dario que reduce la tem perat ura de los gases desde apr oximada ment e 1800ºC que a lcan za en la zona de combustión, a unos 1000ºC que puede permitir la turbina, formando una capa de aire de refrigeración entr e la cám ara y el exterior. Estas cámaras de combustión, tienen una buena resistencia estructural y ligereza de peso, ademá s de un ma nt enimiento y sustitución m as sen cillo, pero su r endimiento es inferior a las an ulares. Pu ede ocur rir, si se present an averías en algun os inyectores, que los álabes del primer escalón de la turbina estén sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos álabes. Este tipo de cámara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan con comp res ores centr ífugos, en los que el flujo de aire es dividido por los á labes del difusor en corr ient es separa das, aliment an do cada u na de ellas la cám ara t ubu lar correspondient e. TG.VIII.-106
VIII.5.- CÁMARAS DE COMBUST IÓN ANULARES Cuan do el compresor es a xial, en aviación resulta má s adecuado utilizar un a ún ica cáma ra an ular , la cual rodea al eje del compresor-tur bina; dicha cám ar a const a de un solo tu bo de llama , ta mbién a nu lar, y un a ser ie de inyectores cuyo núm ero puede oscilar entr e 12 y 20.
Fig VIII.1 0. - Cámaras de combust ión anular
De esta form a, el espacio compren dido ent re el compresor y la tu rbina se apr ovecha al má ximo dando lugar a un motor de sección frontal más reducida, produciéndose en comparación con el an terior, menores pérdidas de carga; en la F ig VIII.10 se indica un esquema de este tipo de tur bina. Tienen un rendimiento más alto que las individuales, relacionándose mejor la mezcla airecombust ible y presen ta ndo men ores pérdidas de presión, así como un a m ejor r efrigeración d e los gases durante la combustión. Est e modelo present a los siguientes inconvenient es, Resulta muy difícil obtener una distribución uniforme de la relación combustible-aire a pesar de utilizar un gran número de inyectores. Como consecuencia de lo anterior, se presentan problemas a la salida de la cámara para conseguir una distribución uniforme de temperatura. Estructuralmente son más débiles, por lo que es difícil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama, problema que es particularmente preocupante en motores de gran diámetro. En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avión, lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento.
VIII.6.- CÁMARAS DE COMBUS TIÓN TUBO-ANULARE S Los inconvenientes an teriores h an permitido desarr ollar un tipo de cám ara mixta, que consiste en un a serie de tubos de llama tu bulares espaciados uniformem ente a lrededor de u na carcasa a nu lar. Est e tipo de cám ar a se u tiliza ba sta nt e en los motores gran des de aviación; en la F ig VIII.11 se representa un esquema de cáma ra t ubo-anu lar.
TG.VIII.-107
Fig VIII.11.- Esquema de cámara t uboanular
Fig VIII.12 .- Cámara de comb ust ión de un react or con premez cla pobre
VIII.7.- TUR BINAS DE GAS INDU STR IALES En las tu rbina s de gas indu str iales, el espacio ocupa do por el sistema d e combust ión t iene solamente u na importa ncia relativa. La combustión se puede realizar en una o dos cámaras de gran tamaño conectadas con la admisión de la turbina por medio de un caracol; cuando el ciclo sea regenerativo, estas cámaras van pr ecedidas por el regenera dor.
Fig VIII.13 .- Turbina de gas indust rial
En tur binas de gas indu striales mediana s o gran des se utilizan ta mbién con cierta frecuencia, cám ar as d e combu stión vert icales de form a qu e el flujo de aire circule en cont ra corrient e con el de TG.VIII.-108
los pr oductos de la combu st ión, t al como se ind ica en la F ig VIII.14. Este t ipo de cáma ras tiene su origen en las an tiguas calderas Velox que se desarr ollaron a partir de los años 50 para r esponder a la s exigencias imp uest as por la u tilización de combu stibles de mala calidad. El aire pr ocedent e del compresor bar re la zona exterior del tu bo evitá ndose de esta forma problemas de oxidación en el mismo. El quemador va situ ado en el centr o de la pa rte su perior de la cám ara , asegurán dose la pulverización del combust ible, que se calient a por ra diación de la llam a y por las par edes de la cám ar a qu e están a u na temp erat ur a su ficiente, del orden d e 1000°C, se vaporiza y arde. El aire pr imar io se distr ibuye en rem olino alrededor del quema dor; este m ovimient o helicoidal asegur a en la pa rt e cent ra l una velocidad de flujo redu cido y produce adem ás corr ientes de ret orno que facilitan la combu stión. El aire de mezcla pr imar io no se debe inyecta r dem asiad o pront o a fin de dejar que la combu stión tenga el tiempo necesar io par a efectu ar se completa men te. Por ta nt o, la mezcla tiene lugar en la pa rte inferior de la cám ara , debiendo asegurar se un a penetración adecuada del aire secundario en el interior de la masa de los gases de combustión, disponiendo cierto nú mer o de chorr os perpen dicula res a las pa redes. VIII.8.- EST ABILIDAD DE LA COMBUSTI ÓN El pr ocedimient o de int roducción d el aire por zona s no es su ficiente pa ra consegu ir la est abilización total del proceso de combustión en una corriente de aire que se mueve con una velocidad super ior a la velocidad de la llam a. La configuración gasodinámica del flujo viene determinada por la forma y colocación de los dispositivos de adm isión de air e prima rio y secun dar io en el tubo de llam a de la cáma ra de combustión. Por ello, estos dispositivos juegan un pap el muy import an te en la est abilización de la llama . A cont inua ción exam inar emos algunos de estos dispositivos que perm iten obtener u na llam a est able. En las cámaras con torbellinador, el combustible se inyecta en la misma dirección que la corrient e de aire, mientr as que el aire prima rio se int roduce a tr avés de un os á labes radiales torsiona dos, conocidos como álabes t orbellinad ores, creá ndose en el tu bo de llama un a corr iente de a ire que gira con relación a l eje de la cám ar a como se mu estr a en la Fig VIII.15. De esta form a se crea cerca del eje de la cáma ra un a zona de ba jas presiones y a consecuencia de ésto se originan cont ra corr ientes de aire que asegu ra n la esta bilidad de la llama , crea ndo en la zona de combu stión su perficies con pequeñ as velocidades d e aire del orden de 15 a 25 m/seg; esta s contr acorr ientes gar an tizan u na buen a m ezcla del combu stible con el aire, mejorá ndose la vaporización del combu stible y la in flam ación de la m ezcla fresca. A veces, se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador, inyectando aire secun dar io por medio de cortos conductos ta ngenciales pra cticados 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 baja pr esión y dirigido ha cia los chorr os de combu stible. Hay que t ener p resen te qu e el empleo del torbellinad or ocasiona m ayores pérdidas h idráu licas.
TG.VIII.-109
Fig VIII.14 .- Cámara de combust ión vert ical, turb ina indust rial
Fig VIII.15 .- Cámara con t orbellinador
Fig VIII.16 .- Sist ema de inyección de geomet ría variable
Fig VIII.17 .- Sist emas de inyección en cámaras de combust ión de t urbinas de aviación
Existen otr os métodos que pr escinden del torbellinador par a crear u na configur ación gasodiná mica adecuada par a la est abilidad de la llama , siendo algunos tipos de cám ar as de combu stión, los siguientes: a) En algunas cámaras de combustión se consigue una adecuada distribución, tanto de la corriente en la
TG.VIII.-110
zona de combustión, como de la estabilidad de la llama, introduciendo la mayor parte del aire primario a través de las paredes laterales del tubo de llama, a cierta distancia del inyector, Fig VIII.18, y dirigiéndola hacia éste. Una mínima parte de este aire primario entra a través de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector.
Fig VIII.18
Fig VIII.1 9
Fig VIII.20
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyección hacia atrás, lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario; sin embargo resulta muy difícil impedir que el inyector se recaliente y en consecuencia se deteriore. Por esta razón, este procedimiento se utiliza más en cámaras de postcombustión de turbinas de gas de aviación, Fig VIII.19, los postquemadores sólo actúan en períodos cortos para incrementar el empuje c) En la Fig VIII.20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presión en unos tubos en forma de bastón situados en la zona primaria. De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo, mezclándose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible. Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribución de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible. El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formación de depósitos de carbón por el craking del combustible en los tubos del vaporizador, que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos.
Para cualquier cámara de combustión existe un límite de mezcla pobre más allá del cual la llama resulta inestable. Se suele toma r como límite la r elación a ire-combust ible a la que la llama se apaga, si bien la inesta bilidad se present a, genera lment e, ant es de que se alcan ce dicho límit e. Esto se pone de ma nifiesto por u n fun ciona mient o dur o, que origina vibra ciones aerodinámicas que acortan la vida de la cámara y ocasiona n vibraciones en los á labes de la tu rbina. En la Fig VIII.21 se ha representa do la curva de estabilidad, representando en ordenadas la relación aire-combustible y Fig VIII.21 .- Curva de est abilidad
en a bscisas el gast o de aire, que es el cociente en tr e la rela-
ción est equiométr ica y la r elación a ire-combust ible, es decir,
Gasto de aire= 1/riqueza .
Par a que un a cámar a de combust ión resu lte adecua da par a un a cierta fun ción, su ma rgen operat ivo que viene definido por la cur va de esta bilidad, debe cubrir el ma rgen d e relaciones a irecombustible, y de los gastos másicos requeridos por la turbina. También es preciso comprobar TG.VIII.-111
situ aciones límit e, como las qu e se presen ta n en las a celeraciones y decelera ciones; en u na acelera ción se pr oduce un r ápido aum ent o del gasto de combust ible inyecta do, mient ra s que el gasto de aire n o alcanza su n uevo régimen, por lo que tr an sitoriamen te bajar á la relación a ire/combu stible, mezcla rica. Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulación se limita el aumento del gasto de combust ible a fin de que la llam a n o se apa gue. Otro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presión en el interior de la cámara, estrechándose los límites de estabilidad al decrecer la presión debido a la consiguiente disminución de la velocidad de la combustión. Por lo tant o, para las tu rbinas de gas de a viación conviene comprobar qu e, para la m áxima altura de vuelo, los límites sean suficientemente amplios. Si los límites de estabilidad son demasiado estrechos ha brá que int ensificar la r ecirculación en la zona prima ria. V I I I .9 .- I N YE C T O R E S C E N T R Í F U G O S Aunque cada vez se presta más atención a los sistemas vaporizadores, en la mayoría de las cámaras de combustión se emplean sistemas de inyección de combustible de alta presión, en los que el combust ible se inyecta a t ra vés de un orificio de pequeño diámet ro, dan do luga r a u na pulverización de finas gota s, en form a d e cono, en el seno de la zona de a ire compr imido. Conviene señ alar qu e cua ndo se ut ilizan sist ema s vaporizadores, es necesario disponer de un qu ema dor auxiliar par a iniciar la combust ión. El inyector es u na boquilla especial qu e pulveriza u n chorro de combu stible al exterior, disgregán dole en gota s finísimas. Los inyectores cent rífugos o de r emolino pu lverizan el combust ible en las cáma ra s de combust ión en las t ur binas d e gas de aviación, así como en los motores cohete de combustible líquido. El principio del funcionamiento del inyector centrífugo consiste en comunicar al combustible un movimiento de rotación y un estrechamiento, Fig VIII.22. El momento de la can tida d de movimient o debido al sum inistr o ta ngencial del combu stible perma nece, apr oximad amente, constante durante su paso en el interior del inyector, por lo que, mientras el flujo se va estr echa ndo, la componen te r otat oria de la velocidad u torb au ment a considerablemente, surgiendo potent es fuerzas centr ífugas que presiona n al combust ible cont ra las pa redes, forma ndo un a capa fina qu e al salir del inyector, se disgrega en gotas pequ eñísimas .
Fig VIII.22.- Esquema de un inyector cent rífugo
A lo largo del eje del inyector se form a un torbellino gaseoso con un a presión su perficial que, a la TG.VIII.-112
salida, se aproxima a la reinante en la cámara de combustión. El flujo del líquido no llena totalmen te el orificio de salida del inyector d e diám etr o, 2 r 0 , ya que el flujo tiene un a sección t ra nsversal an ular, cuya part e centr al está ocupa da por un remolino gaseoso de diámet ro 2 r torb , por lo que aparece un coeficiente de contracción ε que par a el inyector es generalment e mu cho menor que la unidad. Debido a est a circun sta ncia y dado que la resu lta nt e de la velocidad r elativa del inyector V no es per pen dicular a la su per ficie del orificio, el coeficient e de gas to del inyector es siempr e considerablemen te men or que la un idad y varía a mpliament e dependiendo de la form a y de las dimensiones del inyector. El gas to má sico del inyector Q se calcula , como en cua lquier orificio, en la form a:
Fig VIII.23 .- Sección t ransversal del remolino en un inyect or
Q = µS
2 gH
en la que µ es el coeficiente d e cont ra cción del chorr o. Pa ra el cálculo de un inyector con u n combu stible líquido ideal se pueden ten er en cuent a los siguientes prin cipios: a) La ecuación d e Bern oulli ent re las secciones 1 y 2, de la form a: p1
γ
+
v 12 2g
=
p2
V2 + 2g γ
⇒
u 2torb + v 2 V2 2 H= = 2g 2g
siendo v2 y u torb las componen tes axial y r otat oria de la velocidad en la su perficie del remolino, sección 2. b) La ecua ción d e la const an cia del m oment o de la cant idad d e movimiento del líquido combustible para las mismas secciones respecto al eje del inyector: Q ρ R v1 = Q ρ utorb rtorb
⇒
utorb =
v1 R rtorb
donde r torb es el ra dio del remolino en la sección 2 , Fig VIII.23. c) La ecua ción de cont inu idad, que permit e determ inar : v1 S1 = v2 S2 ε
ε =
S2 - S torb S2
;
= 1 -
v1 = 2 rtorb 2
r2
v2 S2 ε S1
⇒
rtorb = r2
1 - ε
Teniendo en cuen ta lo an ter ior, se obtiene: utorb =
v1 R v1 R = = rtorb r2 1 - ε
v1 =
v2 S2 ε S1
=
v2 S2 ε S1 r2
en la qu e A es un par ám etro constru ctivo de la form a: TG.VIII.-113
R = A 1 - ε
ε v1 1 - ε
A =
S2 R S1 r2
Int roduciendo la expresión de u torb en la ecua ción de Bern oulli, se obtiene: H =
v2 2 2g
ε2
(1 + A 2
1 - ε
2gH
v2 =
;
)
ε2
1 + A2
1 - ε
por lo que el gas to má sico de combust ible será:
2 gH
Q = ε S2 v 2 = ε S 2 1 +
ε
A2
=
2
1
µ=
ε2
1 + A2
1 - ε
1 - ε
1
= 1
ε2
+
A2
= µ S2 2 g H
1 - ε
con µ coeficiente d e gast o del in yector . La intensidad del remolino es desconocida, lo cual implica que el coeficiente ε tam bién lo sea; para su determina ción hay qu e intr oducir u na condición complementa ria, que es su poner que el remolino es estable cuan do sus dimensiones aseguran un gasto de combust ible má ximo Q par a un a altu ra de carga da da H, o que para cuan do se establece un régimen de derra me para un gast o dado, se necesita un a altu ra de carga mínima. El valor de ε correspondient e a l coeficiente má ximo de gast o µ se obtiene diferenciand o la ecua ción ant erior e igualá nd ola cero, por lo que: 1 dµ = dε
2
1
ε
2
+
{-
2
A 1 - ε 1
ε2
+
2ε
ε4
+
A2 (1 - ε )2
2
A 1 - ε
} = 0
;
A = ( 1 - ε)
2
ε3
que permite construir la gráfica de ε en fun ción de A, Fig VIII.24, mediant e la cua l y la ecua ción que p roporciona el valor de µ, se pueden calcula r los valores de µ para diferentes valores del parámet ro A; en la grá fica se observa qu e el coeficient e µ disminuye al au menta r el pará metro A. El fenómen o consiste en qu e al au men ta r A se incrementa la rotación del flujo a la salida del inyector, creciendo cada vez más la velocidad de rotación u torb , en compa ra ción con la velocidad de en tr ada v 1 y, por consiguien te, la int ensida d del rem olino en el inyector; por eso crece el diámetro del remolino, dismin uyend o el ár ea de la sección d el flujo; ademá s, Fig VIII.24 .- Gráficas de ε, µ y α, en función de A
un a pa rte cada vez mayor de la energía disponible H TG.VIII.-114
se ut iliza en gen era r la velocidad de r otación del combu st ible líquido. Cua ndo, A = 0 ⇒ R = 0, µ = 1, es decir, cua nd o la r otación del flujo es nu la, el inyector fun ciona como un a t obera corr iente Teniendo en cuen ta las ecua ciones a nt eriores, es fácil deter min ar el ángulo α de pu lverización del líquido del combust ible, án gulo de llam a d el inyector. Con el au men to del par ám etr o A crece el ángulo α , pero el coeficient e de ga st o µ dismin uye; por eso, al constr uir u n inyector, el pará met ro A se elige de tal modo que a segure u n á ngu lo de cono a la sa lida α basta nt e gran de, hast a 60º, sin que el valor del coeficiente µ se redu zca demasiado. La teoría expuest a pa ra el inyector sirve par a u n combu stible que se comport a como un líquido ideal. Dura nt e el pas o del fluido por el in yector, la viscosidad del líquido se man ifiesta de form a que el moment o de la cant idad de m ovimient o no es consta nt e, sino que dismin uye según el líquido se va ap roxima ndo a la sa lida del inyector, por lo que las componen tes r otat orias de la velocidad r esulta n m enores en la sección de sa lida y el gast o ma yor que du ra nt e el derr am e de un líquido ideal, lo que a primera vista pa rece paradójico. La influen cia de la viscosidad se pu ede equipara r a u na cierta disminu ción del pará met ro A, por lo que se puede u tilizar el concepto de pará met ro equivalente A e q u i v , de la form a: A
Aequiv = 1 +
λiny 2
2
(π R S1
- A)
siendo λ in y el coeficient e de r ozam ient o del líquido en el inyector, Tabla VIII.1. Tabla VIII.1.- Coeficient e de roz amient o del líquido en el inyect or Re
1500
3000
5000
10000
20000
50000
λ iny
0,22
0,11
0,077
0,055
0,04
0,03
en la que el n úm ero de Reynolds se calcula según el diámet ro del orificio y la velocidad a la ent ra da del inyector. A partir del parámetro A e q u i v se determina n el coeficiente de gast o µ y el án gulo α, según la Fig VIII.24, teniendo en cuen ta la viscosidad del líquido, en la que en vez de tomar A se toma A e q u i v. Cua ndo se tiene en cuent a la viscosidad, Aequiv < A, el coeficiente µ resulta algo mayor y el ángulo α menor que sin ella.
INYECTOR SIMPLE.- Un inyector de est e tipo se esquematiza en la Fig VIII.25. El combustible se inyecta a una cámara de torbellino cónica por medio de lumbreFig VIII.25.- Inyector simple y refrigeración de las paredes de la cámara de combust ión
ra s ta ngenciales que indu cen en el flujo un a fuert e comTG.VIII.-115
ponent e tan gencial. La cám ar a de torbellino no se llena t otalmen te de combu stible sino que tien e un núcleo de vapor de combusti-ble/aire. Como consecuencia de la combinación de las componentes axial y tangencial de la velocidad, el combustible se encuentra aproximadamente sobre la sup erficie de u n cono. El án gulo de conicidad viene deter mina do por la r elación ent re la s dos componen tes d e la velocidad.
INYECTOR CON TORBELLINADOR.- Pa ra obtener la rota ción d el flujo en los inyectores de a lguna s tu rbina s de gas, o en los motores cohete de combu stible líquido, se emplea a men udo, en lugar del sum inistr o tan gencial de líquido, un form ador de t orbellinos, torbellina dor , Fig VIII.26. La t eoría d el inyector centr ífugo expuest a se pu ede aplicar a est e caso, pero es necesar io calcula r el coeficient e A, según la ecuación:
A=
S0 r med cos ϕ S n n r0
en la que: Fig VIII.2 6.- Esquema de un t orbellinador
r med , es el radio medio de la rosca helicoidal
Sn , es el área de la sección normal del canal helicoidal
n , es el número de pasos o entradas del tornillo ϕ , es el ángulo del cono de salida del torbellinador En las tu rbina s de gas moderna s se emplean con frecuen cia inyectores centr ífugos regulables, cuyo coeficiente de gast o o ár ea d el orificio de salida cam bia a ut omát icam ent e según la var iación de la presión del combu stible. La a plicación de est os inyectores per mite am pliar los límites del consum o de combu stible, siendo inva riables los límit es de pr esiones, conser vand o al mism o tiempo la calidad de la pu lverización. En tr e los inyectores regu lables má s difun didos, están los de dos toberas, los de dos etapa s y los de válvulas de paso. Tienen en comú n qu e todos ellos está n dotados de un a válvula, la cua l, al aumen tar la presión, abr e o cierra un cana l complement ar io au men ta ndo, de este modo, el coeficient e de gast o o el área del orificio de sa lida.
INYECTOR DE DOS TOBERAS.- En el inyector de dos tobera s, Fig VIII.27, existen dos colectores d e combu stible alimen ta ndo a sendos orificios indepen dient es; tenemos de h echo dos inyectores, un o de los cua les va dispuest o dentr o del otr o. Si la presión es redu cida, la válvula est á cerra da y funciona el primer inyector interior; al aumentar la presión p 1 , la válvula se abre y el segundo inyector se pone en fun ciona mient o, a la presión p * , aument ando bruscamente el suministro del combustible. El pequeñ o orificio cent ra l sólo se ut iliza pa ra regímenes r educidos, mient ra s que en los regímenes elevados entr a en a cción el orificio an ular que rodea a l ant erior. En la figura se observa u n t ercer a nillo a t ra vés del cua l pasa aire con objeto de refrigerar el inyector y evitar se form en d epósiTG.VIII.-116
tos de carbón. A veces las dos línea s de sumin istr o de combust ible aliment an un a ún ica cáma ra t orbellinador, con un solo orificio de salida, a través de dos grupos de lumbreras tangenciales. Esta versión se conoce como inyector de doble canal.
Fig VIII.27.- Esquemas de un inyect or de dos t oberas y sistema de cont rol
INYECTOR DE DOS ETAPAS.- En el inyector de dos etapas, Fig VIII.28, hay una tobera y un a cáma ra común d e forma ción de rem olinos, y dos can ales de entr ada . Si la presión es reducida, el combust ible se proporciona a t ra vés de un o de éstos, y, si es elevada , a tr avés de a mbos, por lo que el pa rá met ro A dismin uye y el coeficient e µ a u m e n t a .
Fig VIII.28 .- Esquema de un inyect or de dos et apas
TG.VIII.-117
INYECTOR CON RETORNO .- El inyector con válvula d e pa so par a el combust ible, Fig VIII.29, está provisto de una línea de rebose, en la cual va colocada un a vá lvula. Cua nt o men or es la presión del combu stible, ta nt o má s se abre la válvula, cerr an do completamente la línea de rebose cuando la presión es máxima. De este modo, si la presión se reduce, la velocidad en la entr ada es gran de, lo que equivale a la disminución del área a la ent rada ; ésto implica u n a um ento del pará metr o equivalente Ae q u i v y la disminu ción de µ, que es lo que se n ecesita pa ra am pliar los límites de consumo. Aire Suministro Ret orno
Fig VIII.2 9.- Esquema de un inyect or con deriv ación
En consecuen cia funciona como un inyector simp le que va pr ovisto de un condu cto a t ra vés del cua l se puede expulsar el combust ible en exceso desde la cáma ra torbellina dora. La regula ción se ha ce varian do la presión en la línea de r etorno, ma nt eniéndose la presión de sum inistr o en el valor necesario para u n buen grad o de pulverización. El inconveniente que pr esent an es qu e, cua ndo se recircula gra n cant idad de combust ible hast a la en tra da de la bomba, éste puede calentar se indeseablemente.
GRADO DE ATOMIZACIÓN .- La calidad d e la pu lverización se m ide por el grado de a tomización o grado de pulverización que es función d el diámet ro de gota medio. Suele utilizarse como par ám etro de medida el denominado diámet ro medio de Saut er, que es el diám etro de una gota cuya r elación super ficie/volumen es la m isma que la media de la pu lverización. En la prá ctica, el valor d e este pa rám etro es del orden de 50 a 100 micrones. El grad o de pulverización depen de fun dam ent almen te del salto de presiones del combust ible a tr avés del orificio del inyector, siendo la velocidad d e sa lida pr oporciona l a la r aíz cuadr ada de la diferencia de presiones. Cuan to ma yor sea la presión de sum inistro, más pequeño será el diámetro medio de las gota s. Ahora bien, un as gotas dema siado pequeñas pen etr ar án p oco en la corrient e de aire y, por el contr ar io, si son dem asia do gra ndes el t iempo de evapora ción ser á m ás lar go, por ello ha y que llegar a u na situ ación de compr omiso. El gasto másico de combustible inyectado varía según la carga; para un combustible líquido basta regular la presión de inyección, que a carga reducida puede ser insu ficiente par a a segurar una buena pulverización y, por tanto, la combustión no sería completa. Es necesario disponer un condu cto de pur ga en la par te inferior de la cámar a para eliminar el combust ible no quemado que se acumula principalmente durante los arranques y cuya presencia podría producir incidentes dura nt e el funciona miento.
GASTO DE COMBUSTIBLE.- En condiciones de funciona mient o, el gast o de combu stible de la tu rbina varía ent re límites muy a mplios. Si se regula el combust ible variando la pr esión de sum iTG.VIII.-118
nist ro, el inyector siempre pr esent ar á un grad o de pulverización m uy diferent e del régimen m áximo a los r egímen es redu cidos. Si por ejemplo se diseña el inyector pa ra obten er u n det erm inad o gra do de pulverización a plena car ga, presiones de sum inistr o de 40 a 60 at m, resu lta qu e en regímenes redu cidos, el salt o de presiones a tr avés del orificio del inyector dism inu ye ta nt o que se obtiene u n gr ado de pu lverización inadmisible. VIII.10.- SISTE MAS DE EN CEN DIDO Par a ar ran car u na t urbina de gas es necesario acelerar el compresor hast a que sum inistre un gasto másico de aire capaz de mantener la combustión. Esto se puede conseguir inyectando aire comprimido de una fuente exterior, directamente a la turbina que acciona el compresor. Sin emba rgo, norm almen te se ut iliza un m otor eléctr ico o un a pequeñ a t ur bina de gas au xiliar conecta da al eje principal mediant e una caja reductora y un embr ague. Esta tu rbina de gas au xiliar se puede alimenta r, bien con aire compr imido, o bien con un cart ucho, como en la a viación m ilitar ; el dispositivo de encend ido se conecta du ra nt e el per iodo de acelera ción y se inyecta combust ible a t ra vés del inyector de encendido; al fina lizar la pu esta en m ar cha, el dispositivo de en cendido se desconecta . En el caso de cám ar as a nu lares, se monta n var ios dispositivos de encendido distr ibuidos por el tu bo de llam a a nu lar, próximos a los inyectores pr incipales. En las cámaras tubulares sólo se montan dispositivos de encendido en algunas de ellas, generalmente en dos, mientras que la llama se transmite a las restantes, una vez estabilizad a, median te t ubos que conecta n el tu bo de llama de cada cám ar a con los de las vecinas.
Fig VIII.30.- Curvas de encendido
Fig VIII.31 .- Bujía de alt a t ensión
El comport am iento del encendido se puede expresa r por un a curva d e encendido semejant e a la cur va de esta bilidad est udia da a nt eriorment e, pero interior a ést a, Fig VIII.30; ésto significa que par a u n gas to má sico de aire da do, el mar gen de relaciones a ire/combust ible dent ro del cua l es posible el encendido de la mezcla es m ás redu cido que a quel en el cual es posible la combu stión est able una vez que se ha producido el encendido.En las turbinas de gas de aviación, el dispositivo de encendido tiene que gar an tizar la posibilidad de r eencendido en el vuelo. La dificult ad qu e ésto preTG.VIII.-119
senta se debe al empeoramiento de las condiciones de inflamación de la mezcla, (ya que la alta velocidad h ace que el aire se refleje en u n est recham iento de la curva de en cendido) y a la dism inu ción de la velocidad de combu stión (presión y t empera tu ra de la cámar a m ás ba jas). Para el arranque en tierra, o en tu rbinas de gas industriales, resultan muy adecuadas una s bujías de alta t ensión similares a las u tilizada s en los motores alter na tivos de encendido provocado, MEP; sin emba rgo en los motores de aviación se pr esent a la n ecesidad de as egura r el reencendido de los m otores en p leno vuelo, lo que obliga a ut ilizar dispositivos que pr oporcionen un a chispa de mucha m ayor energía. Existen sistemas qu e suministr an chispas de a lta energía de 4 a 12 julios a razón de 1 a 4 por segundo. La corriente de descarga puede ser de varios cientos de amperios, con una duración de un os pocos milisegundos. Un sistema empleado es el de descarga superficial que se representa en la Fig VIII.31 y que consiste en un electrodo central y otro exterior que rodea al primero, separados por un aislante cerámico excepto en la punta, donde la separación se hace por medio de una capa de material semiconductor. El prin cipio de fun cionam iento consiste en la descar ga de un condensa dor a tr avés del semiconductor que separa los electrodos. De esta forma, dicho material se pone incandescente y proporciona un camino ionizado de baja r esistencia par a la ener gía alma cena da en el condensa dor. Un a vez que se h a pr oducido la ionización, tien e lugar la descarga p rincipal en form a de u n a rco de gran intensidad. Para el buen funcionamiento del sistema, éste debe situarse de forma que sobresalga de la capa de aire r efrigeran te en el int erior del tubo de llam a, llegan do hast a el borde exterior del combustible pulverizado, aun que no ta nt o como para que resu lte mojado en dema sía. En las cámaras de combustión que utilizan sistemas vaporizadores, como ya se indicó anteriormen te a l ha blar de los sistema s de inyección, el dispositivo de encendido consiste en u na bujía y un inyector au xiliar, an torcha de encendido. Est e sistema r esulta má s volumin oso y pesado que el an terior, y es más a decua do par a tu rbinas de gas industr iales. El inyector auxiliar se puede alimentar con combustibles ligeros de un depósito separado del prin cipal, siempr e que el combu stible que ut ilice la tu rbin a sea u n combu stible pesado. En un quem ador como el indicado en la Fig VIII.27, el combust ible llegar a u na deter mina da presión, del orden de 30 a tm , que se man tiene consta nt e mediant e el regulador de presión de la admisión que actúa como válvula de descarga. En el interior del quemador, el combustible desciende ha sta el extr emo del ar ma zón en form a de niebla fina . La velocidad d e rota ción qu e caracter iza la calidad de la pulverización depende de la diferencia ent re la p resión de inyección y la que r eina en la cáma ra , diferencia que va ría poco con respecto a la ma rcha en vacío a plena car ga; el gasto se regula mediant e un a válvula de ret orn o que evacúa el exceso de combu st ible. Cua ndo el combust ible es gas de horn o alto está n pr evistas u na serie de toberas de inyección, concént ricas al dispositivo de distr ibución de aire prim ar io, que origina n el rem olino. Una misma instalación tiene mejor rendimiento térmico con gas natural o combustibles líquidos, que con gas de horn o alto, en el que el óxido de car bono constitu ye el element o combust or prin cipal, siendo la diferencia del orden del 4%. TG.VIII.-120
Las cámar as de combust ión alimentada s con gas van provistas con frecuencia de un quemador de fuel-oil que p erm ite u n caldeo mixto, caldeo con combust ible líquido; dur an te el calent amiento con gas, el inyector retr ocede para no estar sometido a un a t emperat ura demasiado elevada . VIII.11.- DIME NSION ES D E L AS CÁMARAS DE COMBUST IÓN En las tur binas de gas de aviación es mu y importan te que el tama ño de la cámar a de combustión sea pequeño, por lo que su diseño debe tender a cum plir dicha exigencia, lo que implica volumen y peso reducidos. Las secciones fronta les máxima s del motor vienen det ermin ada s frecuen temen te por el ta mañ o de la cáma ra de combust ión, teniendo éste detalle una gran influencia en la resistencia aer odiná mica del motor. En las tur binas de gas industr iales, el tam año de la cáma ra de combust ión n o es un factor prepondera nt e en el diseño. Las dimen siones pr incipales de un a cáma ra d e combust ión se eligen, fun damentalmente, tomando como base datos experimentales de cámaras similares ya existentes. Una vez construido un primer prototipo se ensaya y se introducen las modificaciones necesarias par a conseguir u n comport am iento óptim o. Est e comportam iento viene definido por su ren dimiento, pérdida de pr esión de rem an so, límites de estabilidad de la combust ión, perfil de tem pera tu ra s del flujo a la s alida de la cám ar a, etc. Aun que la form a y disposición d e las cáma ra s de combu stión son bas ta nt e flexibles, se puede establecer un a n orm ativa basa da en dat os experiment ales, que sirva de ayuda para el diseño del volum en, sección tr an sversal, longitud, y t am añ o y disposición de los orificios del t ubo de llam a. El volumen de la cámara de combustión depende de la intensidad de la combustión, de forma que definidos los valores de este par ám etr o, se puede h acer un a pr imera apr oximación del volumen de la misma . Pa ra seleccionar el área d e la sección t ra nsvers al de la cáma ra d combu stión se define el concepto de velocidad de referencia cr ef en la forma :
c ref =
G aire
ρ2 Ω m
en la que: Gaire es el gasto má sico de air e
ρ 2 es la densidad del aire a la en tr ada de la cám ar a de combu stión, salida del compr esor Ωm es el ár ea de la sección t ra nsversa l máxima de la cámar a que, para las tu bular es vale: Ωm =
π D2 n 4
siendo n el núm ero de cám ar as y D el diám etr o de cada celda de combust ión. Para las cámar as an ulares y tuboanu lares se tiene:
Ωm =
π (D2e - D2i) 4 TG.VIII.-121
en la que De y D i son los diámet ros exterior e inter ior, respectivamen te, de la cám ar a de combu stión. La velocidad de referencia c r ef es un parámetro teórico y puede que no llegue a alcanzarse en nin gun a sección de la cámar a. Sus valores no supera n genera lment e los 35 m/seg, correspondiendo los má s bajos a la s tu rbinas de gas indu str iales con cám ar as de flujo en cont ra corrient e. Desde el pun to de vista del diseño es conveniente expresa r la pérd ida de presión de rema nso en la cám ar a de combu stión median te un pa rá met ro adimensional denomina do coeficiente de pérdida de car ga cL de la form a:
c pérdida
de carga
= cL =
2 ∆p c.comb.
ρ 2 c 2ref
=
2 ∆p2
ρ 2 c 2ref
en la que: ∆ p 2 = p 2 - p 2* , es la caida de pr esión o pérdida de carga t otal P
1
=
2
P:
ρ 2 c L c 2ref
Los valores d el coeficient e de pérd ida d e car ga cL son m uy variables y pueden ser del orden de 15 par a velocidad es de referen cia de 35 m/seg, ha sta má s de 100 par a velocidades de r eferencia de 8 m /seg. Pa ra los gra dos de calenta miento
T3
Φ ut ilizados en la práctica, la relación óptima ent re ∆
=
T2
el área tota l de la sección t ra nsvers al ocupa da p or el tubo, o tu bos de llama , y el ár ea de la sección transversal máxima de la cámara oscila entre 0,55 y 0,65. La relación óptima implica que para un a velocidad de referencia da da, el coeficiente d e pérdida de carga será mínim o. El coeficiente de pér dida de carga se puede poner en la form a: 2
G aire
∆ p cám p2
=
∆p cám 2
G aire 2
2 ρ2 Ω 2m p2
ρ 2 Ω 2m
c ref =
= cL =
2
G aire
G aire
ρ2 Ω m 2 ∆p cám
=
2 ∆p cám
2 ρ 2 Ω2 m
2
c ref ρ2
p2
=
p 2 v 2 = R T2 p2
ρ2 =
2
c ref ρ 2
= cL
=
R T2 2 R G aire T2
2
Ω 2m p 22
Median te esta ecua ción se pu eden compa ra r cáma ra s de combu stión de form as diferent es. Por lo que r especta a su longitud, la experiencia dem uestr a que las cáma ras de combust ión que tienen un diseño similar , man tienen apr oximad am ent e la misma relación {longitu d-diám etr o}; en esta relación, para cámaras tubulares típicas, oscila entre 3 y 6, si se refiere al tubo de llama, y ent re 2 y 4 si se refiere a d imensiones de la cáma ra ; los valores má s bajos se corresponden con el caso de que exista torbellina dor. Para las cámaras anulares se pueden aceptar los valores anteriores, pero tomando como diámet ro el interior y el exterior del tu bo llama . El objetivo prin cipa l de cua lquier disposición de los orificios del tu bo de llam a va en camin ad o a conseguir, en la zona prim ar ia, un coeficiente d e exceso de aire pr óximo a la u nida d, mezcla est equiométr ica, y del orden de 1,5 en la secunda ria, zona de combu stión. TG.VIII.-122
Dimensionado de los orificios.-
La in fluencia de la posición y del ta ma ño de los orificios del tu bo
de llama en la s cond iciones d e flujo en la zona prim ar ia es mu y difícil de calcular , si no imposible. En la prá ctica, se ha observado que estos orificios no deben ten er u n diá met ro mayor de 1/10 del diám etro del tubo de llama . Si se utiliza u n
torbellinador como única fuen te de aire pr imar io, el mar gen de fun cionam iento
esta ble y alto ren dimient o, será má s estr echo; en m uchos casos se ut iliza un a combina ción de t orbellinador y orificios en el tu bo de llam a. El dim ensionado de los orificios de la zona de dilución, a ire t erciario, depende del perfil de tem perat ura s que se desee obtener. La penetra ción del chorro de aire es a proximadam ente pr oporciona l a su diám etr o y es mayor pa ra orificios ala rgad os, en dirección a xial, que pa ra los redondos. V I I I .1 2.- R E C U P E R A D O R E S Los recuperadores están const ituidos por un ha z tubu lar en el que se mu even los gases calientes que sa len de la tu rbina, mientr as qu e el aire a recalent ar circula a lrededor de los tubos; normalmen te los fluidos circulan en contr acorr ient e.
Fig VIII.32 .- Recuperador Escher-Wyss
La presión en el armazón es del orden de 5 a 10 atm y las temperaturas de las paredes no sobrepasan los 400°C. No se corren r iesgos de corr osión, pues el aire qu e ent ra en el r ecuper ador est á, debido a la compresión, a una tempera tu ra m uy superior a los 100°C de man era que la temperat ur a de las par edes de los tubos está por encima del punto de rocío del ácido sulfúrico, que es el elemento más corr osivo que pud iera a par ecer en el proceso. Existe el peligro de incendio debido a los depósitos de hollín en los t ubos; se puede s upr imir median te lavad os periódicos o inst alan do un sist ema de soplado con aire compr imido. En las instalaciones de circuito cerrado no existe este peligro, ya que el gas está limpio y se pueden reforzar , del lado de baja pr esión, los tu bos de aleta s ondulad as qu e al disminu ir los diám etr os hidrá ulicos conducen a mejores coeficientes de tr an smisión de calor, por lo que las d imensiones del apa ra to son má s reducidas.
TG.VIII.-123
