MAQUINAS TÉRMICAS
TURBINAS DE GAS
Docente
:
Oscar Méndez Cruz
Alumno
:
Alberto Pita Manayalle
Chiclayo 18 de febrero 2011
HISTORIA La primera patente de una turbina de gas la obtiene en 1791 John Barber, pero fue ha principios del siglo pasado cuando se construye la primera turbina de gas que funcionó realmente. El primer avance importante lo logró F. Stolze en Alemania cuya turbina consistía en los mismos elementos que las turbinas de gas actuales: cámara de combustión que funciona separadamente y compresor multietapa de flujo axial, movido directamente por una turbina multietapa de reacción. No obstante, los rendimientos del compresor y la turbina, así como la temperatura del gas, eran aun demasiado bajos para permitir un funcionamiento aceptable. En 1903 se construyó en Francia la primera turbina de gas que funcionó con éxito. Constaba de compresor alternativo, cámara de combustión y turbina de impulso de dos etapas. Su rendimiento térmico era casi del 3%. Los progresos fueron lentos. En los años 30, la Compañía de Sir Frank Whittle diseñó la Whittle W1, la que a la postre se convirtió en la primera turbina a gas a ser implementada en una aeronave; el avión aleman Heinkel He 178. En esos mismos años se implementó la primera turbina de gas para la producción de energía eléctrica. La primera turbina derivada de las usadas por la aviación para uso naval fue la Proteus en 1958, mientras que la primera generación de turbinas a gas de concepción naval fue probada en el mar hacia fines de la década del 50.
Introducción
Una turbina de gas es un motor térmico rotativo de flujo continuo que utiliza el flujo de gas como medio de trabajo, para convertir energía térmica en energía mecánica y se caracteriza por presentar una baja relación peso/potencia y una velocidad de giro muy elevada. Emplean como combustible gas natural o líquidos como queroseno o gasoil. También puede usarse carbón, una vez transformado en gas en un gasificador aparte. En la actualidad, las turbinas de gas son máquinas con un peso relativamente pequeño, requieren poco espacio, son capases de desarrollar muy elevadas potencias y tienen un nivel de vibraciones bajo, dado su carácter rotativo. A cambio, los consumos de combustible son muy elevados, la temperatura de los gases de escape es muy alta y el funcionamiento a bajas cargas implica consumos prohibitivos.
Operación de una Turbina de Gas
Una turbina de gas de ciclo simple incluye un compresor que aspira aire a presión atmosférica y lo comprime para ser luego inyectado en la cámara de combustión. El combustible, en forma gaseosa o nebulizada, también se inyecta en dicha cámara, donde se produce la combustión. Los productos de la combustión salen de la cámara a través de las toberas y hacen moverse la turbina, que impulsa el compresor y una carga externa como un generador eléctrico. Como se aprecia en esta descripción, el fluido que circula por la turbina a gas evoluciona: es aire en la entrada y el compresor, recibe combustible en el sistema de combustión, y es mezcla de aire y productos de la combustión en la turbina misma y la descarga.
Una turbina a gas se puede dividir en tres partes principales.
Compresor Camara de combustion turbina
La turbina de gas esta formada por dos elementos principales:
El generador de gases La unidad generadora de potencia
El Generador De Gases.-
Está formado por uno o varios compresores, la cámara de combustión, donde se mezclarán el combustible con el aire y donde tendrá lugar la combustión, y finalmente la o las turbinas de expansión de gases, que en este caso sólo obtendrán la potencia necesaria para mover los compresores. La Unidad Generadora De Potencia.-
Es donde se obtendrá la potencia útil de la máquina.
Tipos de Turbina de Gas.
Tipo de ciclo termodinámico Modo de aportación de energía Disposiciones mecánicas Tipo de aplicación de las turbinas
Tipo de ciclo termodinámico.-
El ciclo que se realiza una turbina de gas es el de brayton, pero puede diferenciarse como se modeliza la aportación de calor al ciclo.
Aportación de calor a prensión constante Aportación de calor a volumen constante
Aportación De Calor A Prensión Constante
La turbina de gas con aportación de energía a presión constante sigue el esquema básico de la turbina de gas (compresor, cámara de combustión y turbina) y sigue el ciclo de Brayton. En esta aportación, el flujo de gases es constante, y en ningún momento se interrumpe la vena fluida. Esta disposición es la más utilizada, ya que permite un funcionamiento estable, continuo y sin vibraciones del motor, lo que permitirá unas aceleraciones y velocidades máximas mucho más elevadas que las conseguidas con los motores alternativos convencionales propulsados mediante hélice. Aportación De Calor A Volumen Constante
La turbina con aportación de calor a volumen constante sigue el ciclo de Holzward, presenta un rendimiento teórico más elevado y necesita de un compresor mucho más pequeño. Sin embargo, presenta desventajas tales como que el fluido ha de ser confinado en un recinto durante la combustión y, por tanto, la generación de energía deja de ser continua, obteniéndose un flujo pulsatorio que originará problemas de vibraciones. además genera problemas de construcción al tener que incorporar válvulas de admisión y de escape.
Modo de aportación de energía.-
En función del ciclo de trabajo que sigue el fluido motor , encontramos
Turbina de ciclo abierto Turbina de ciclo cerrado
Turbina De Ciclo Abierto
En las turbinas de ciclo abierto, motor endotérmico, en las que el fluido motor es el comburente de la combustión, la aportación de calor es rápida, ya que proviene de la combustión entre combustible aportado y el fluido motor que es el aire. Este aire proviene de la atmósfera y en ésta se descargan los gases de escape de modo que la parte final del ciclo no se realiza y se sustituye el fluido motor por aire fresco del exterior.
Turbina De Ciclo Cerrado
En las turbinas de ciclo cerrado, motor exotérmico, la aportación de calor es lenta porque interviene la transferencia de calor. El fluido de trabajo circula en un circuito cerrado y no hay descarga en la atmósfera. La energía necesaria para calentar el fluido se obtendrá mediante un fluido auxiliar que cederá posteriormente el calor al fluido motor mediante un sistema de intercambio.
Disposiciones Mecánicas
Existen muchas variantes del esquema clásico de una turbina de gas (compresor, cámara de combustión y turbina de expansión), y son consecuencia de la adición de varios componentes de entrada y salida al generador de gas. En las aplicaciones aéreas se utilizan disposiciones mecánicas que son distintas a las aplicaciones industriales, como se verá en el apartado de aviación. Pero de modo simplificado, presentan un difusor que adecua el flujo de aire al interior de la turbina, un compresor, turbina de accionamiento del compresor y una tobera que adecua la velocidad de la salida de los gases de escape para conseguir una propulsión adecuada. En las aplicaciones industriales, donde se debe obtener la potencia en un eje, es decir, potencia mecánica, existen múltiples disposiciones, y así encontramos, en función del acoplamiento entre la turbina de potencia y el generador de gas:
Turbinas de un solo eje Turbinas de eje partido o doble eje
Turbinas de un solo eje
En estas turbinas el generador de gas y la sección de potencia son accionados por el mismo eje solidario obtención la potencia mecánica donde será conectada a la carga. Este tipo de tecnología permite que las turbinas de gas presenten:
Un funcionamiento mecánico bastante sencillo y construcción robusta. Funcionan a velocidad de rotación constante. mediante regulación del combustible inyectado en la cámara de combustión. Disminución importante del rendimiento térmico con la carga. especialmente a número de revoluciones constante, como ocurre en el accionamiento de alternadores. Puesto que la turbina debe arrastrar al compresor y al alternador. no existe riesgo de embalamiento si se pierde la carga eléctrica. Elevada potencia de manque. del orden de un 3% de la potencia de la máquina. Debido a su sencillez y sus características es la más extendida en los equipos de cogeneración.
Turbinas de eje partido o doble eje
Son turbinas de gas en las que se puede distinguir dos unidades la generadora de gas que esta conformado por un compresor , las correspondientes cámara de combustión , y una turbina que extraerá la potencia necesaria para mover el compresor , la otra unidad es la de potencia, que formada por otra turbina de expansión finalizara dicho proceso de los gases la potencia útil del motor , y que transmitirá mediante un eje independiente del de la unidad generadora de gases. De esta forma se obtiene mayor comodidad de regulación. por ejemplo puede utilizarse una turbina de velocidad constante para accionar el generador y otra de velocidad variable para accionar el compresor. Además esto permite reducir el tamaño del reductor o incluso eliminarlo.
Ciclos Para La Obtención De Potencia En Una Turbina De Gas Ciclo Brayton
El ciclo Brayton describe el comportamiento ideal de un motor de turbina de gas,. Las etapas del proceso son las siguientes:
Admisión
-
El aire frío y a presión atmosférica entra por la boca de la turbina.
Compresor
-
El aire es comprimido y dirigido hacia la cámara de combustión mediante un compresor (movido por la turbina). Puesto que esta fase es muy rápida, se modela mediante una compresión adiabática A→B.
Cámara de combustión
-
En la cámara, el aire es calentado por la combustión del queroseno. Puesto que la cámara está abierta el aire puede expandirse, por lo que el calentamiento se modela como un proceso isóbaro B→C.
Turbina
-
El aire caliente pasa por la turbina, a la cual mueve. En este paso el aire se expande y se enfría rápidamente, lo que se describe mediante una expansión adiabática C →D.
Escape
-
Por último, el aire enfriado enfriado (pero a una temperatura mayor que la inicial) sale al exterior. Técnicamente, este es un ciclo abierto ya que el aire que escapa no es el mismo que entra por la boca de la turbina, pero dado que sí entra en la misma cantidad y a la misma presión, se hace la aproximación de suponer una recirculación. En este modelo el aire de salida simplemente cede calor al ambiente y vuelve a entrar por la boca ya frío. En el diagrama PV esto corresponde a un enfriamiento a presión constante D→A.
Ciclo Brayton Regenerativo
-
Para el ciclo Brayton, la temperatura de salida de la turbina es mayor que la temperatura de salida del compresor. Por lo tanto, un intercambiador de calor puede ser colocado entre la salida de los gases calientes de la turbina y la salida de los gases fríos que salen del compresor. Este intercambiador de calor es conocido como regenerador o recuperador. La regeneración conviene solo cuando la relación de presión en la expansión es baja, ya que de esta manera se puede asegurar que el calor máximo estará dado por la corriente que en un ciclo simple se desprende hacia el ambiente, este calor máximo se aprovecha para precalentar el aire que va a entrar a la cámara de combustión, significando esto un ahorro energético significativo. Para el caso contario, es decir, relación de presiones altas, este calor será muy bajo, pues saldrá a temperatura muy baja, producto de la expansión excesiva, perdiéndose este calor al ambiente, sin poder aprovecharlo.
Compresor
Es un componente diseñado para aumentar la presión de un fluido compresible como el aire. Es el encargado de comprimir el aire que entra a la cámara de combustión Los compresores empleados en las turbinas de gas son todos de tipo dinámico y no volumétricos Está formado por :
Un rótor o impulsor (álabes móviles) en el que se comunica movimiento a la masa de aire aspirada. Un estátor o difusor (álabes fijos) en el que la velocidad se transforma en presión.
Se caracteriza principalmente por :
Relación de compresión (presión salida/presión entrada) Caudal de aire que circula a través de él. Potencia Absorbida.
Pueden clasificarse como :
Centrífugos o Radiales Axiales
Compresores Centrífugos
El caudal de trasiego se sial como máximo en los 40 Kg/s. con unas relaciones de compresión por etapa de 3:1 o mayores. por ello este tipo de compresor es empleado para pequeños caudales con grandes necesidades de compresión El compresor centrífugo consiste básicamente en un impulsor (rotor) que está contenido en una carcasa en la que se ubica el otro componente fundamental que es el difusor (estator). El aire es centrifugado en el impulsor. cogiendo velocidad, durante el transito del aire por el impulsor parte de la velocidad adquirida es convertida en energía de presión. A la salida del impulsor el aire pasa a la etapa del difusor donde prácticamente toda la energía cinética es convertida en energía de presión.
Compresores Axiales
En este tipo de compresores el flujo de aire corre paralelo al eje del compresor Cada etapa del compresor está formada por una rueda de álabes móviles (rotor) y a continuación otra de alabes estacionarios (estator). en la primera rueda se le comunica a la corriente de aire energía cinética que posteriormente es convenida en energía de presión en el estator. En cada etapa se consigue una relación de compresión entre 1.1:1 a 1,4:1, pudiéndose alcanzar relaciones de compresión totales de 15:1 o mayores. El rendimiento en este tipo de compresores es mayor que en los centrífugos, y en general para idéntico caudal másico tratado y relación de compresión. presenta menor volumen. menor superficie frontal y menor peso que el compresor centrífugo.
Cámara de Combustión
Es el lugar donde se inyecta combustible. se mezcla con el aire comburente procedente del compresor y se provoca la combustión. Este proceso es continuo y se realiza en condiciones de presión y temperaturas elevadas. En las turbinas de gas la relación combustible/aire combustible/aire es muy inferior a la estequiométrica. estequiométrica. de manera que el aire de exceso sirva para enfriar los gases de la combustión y así. las temperaturas obtenidas no sean excesivamente elevadas para los materiales de la zona posterior a la cámara. así, si para el gas natural la relación de compresión estequiométrica combustible/aire sería 1:15. la relación utilizada se sitúa alrededor de 1:50. El diseño de la misma debe garantizar la estabilidad de la llama, un encendido eficaz y una operación segura a diferentes regímenes de funcionannento.Para conseguir esto la cámara dispone de dos zonas: Zona Primaria
la zona primaria en la que se permite la entrada de aire (aire primario) en una cantidad suficiente para producir una combustión completa. Para ello se crean regiones ricas, en las que además se producen recirculaciones para mantener la llama estable. La introducción del combustible se realiza a través de unos inyectores que permitan una homogeneización rápida de la mezcla. Zona Secundaria
En la zona secundaria los gases resultantes de la combustión se diluyen con más aire con lo que la temperatura disminuye antes de la admisión en la turbina. Este caudal de aire secundario es del orden de 3 o 4 veces mayor que el de aire primario.
Antes de entrar en la cámara de combustión, el aire procedente del compresor es decelerado mediante unos difusores. de esta manera se evitan las fuertes pérdidas de carga que se darían en una combustión a alta velocidad (puesto que la pérdidas de carga son proporcionales al cuadrado de la velocidad). Dentro de la cámara de combustión, en la zona primaria, es necesario que se forme una buena mezcla del aire con el combustible inyectado en un corto recorrido, por ello se recurre a la creación de turbulencias mediante álabes radiales torsionados. que creen un vórtice alrededor de la llama. lo que permite por un lado la estabilidad de la misma y por otro la mezcla en la periferia del vórtice.
La geometría de las cámaras de combustión está diseñada para unas condiciones determinadas. cuando la relación combustible/aire, o el gasto de aire, o la presión en la cámara varíen debido a que las condiciones de funcionamiento de la turbina no sean las de diseño. la eficiencia de la cámara se reducirá. por ello, en las turbinas de gas industriales se colocan válvulas que regulan la proporción combustibleiaire según las condiciones de operación. Las cámaras se construyen con aleaciones resistentes a las altas temperaturas. por ejemplo. níquel-molibdeno-cromo. Existen tres disposiciones principales de situar la cámara de combustión en las turbinas de gas: Disposición tubular
El aire procedente del compresor se divide en una serie de corrientes separadas cada una de las cuales alimenta a una cámara de combustión. Estas cámaras se encuentran espaciadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina y está alimentada con su propio chorro de combustible procedente de una linea de alimentación común. Este tipo de disposición es adecuada cuando se trabaja con compresores centrífugos pues el caudal de aire ya sale dividido en varias corrientes.
Disposición anular
Existe una única cámara que rodea el eje del rotor. de esta manera se aprovecha al máximo el espacio existente entre el compresor y la turbina. teniendo por ello menores pérdidas de carga. Sin embargo la distribución de combustible es menos homogénea y estructuralmente es más débil.
Disposición tubo-anular
Es una combinación de las dos anteriores, la cámara misma es anular. mientras que los tubos de llama son individuales.
Turbina
La turbina es la máquina térmica donde se extrae la energía de los gases de combustión. transformándola en energía mecánica. Pueden ser. al igual que los compresores. de flujo radial o axial. siendo las empleadas en cogeneración las de flujo axial Únicamente. habiéndose relegado las radiales a los sistemas de sobrealimentación en motores diesel y otros sistemas particulares. La turbina está formada por una serie de etapas. cada una de las cuales consta de una rejilla de álabes fijos (distribuidor) y otra de alabes móviles (rueda). Los gases procedentes de la cámara de combustión circulan primero por los álabes fijos. donde la presión se transforma en velocidad debido a la sección convergente entre ellos. Al mismo tiempo. el flujo es desviado hacia los álabes de la rueda, en los cuales se originan las fiterzas que provocan la rotación. El tipo de fuerza realizada permite distinguir entre turbinas de acción y de reacción. Los álabes estacionarios están fijados a dos anillos concéntricos formando las llamadas toberas (nozzle). de los cuales el exterior está fijo a la carcasa de la turbina y en ocasiones, es la misma carcasa. Por su lado el rotor está formado por un disco móvil con álabes (blades) en su periferia.
Turbinas de Gas para la Propulsión de Aviones
Los motores a reacción pueden ser datados desde el primer siglo después de Cristo, cuando Herón de Alejandría inventó la eolípila. Ésta utilizaba el poder del vapor dirigido a través de dos salidas que causaba que la esfera girase rápidamente sobre su eje dando así un giro raramente hexagonal. Sin embargo, el aparato nunca fue utilizado para realizar trabajos mecánicos y las potenciales aplicaciones prácticas de la invención de Herón no fueron reconocidas. Se consideró como una curiosidad ya que no tenían uso alguno y eran realmente máquinas infames que no tenían utilidad específica. La propulsión a chorro comenzó con la invención del cohete por los chinos en el siglo XI. El sistema de propulsión del cohete fue utilizado inicialmente para crear fuegos artificiales pero gradualmente progresó para crear algunos tipos de armas, aunque su tecnología no progresó durante siglos. Propulsión a chorro, procedimiento por el que se impulsa hacia delante un objeto como reacción a la expulsión hacia atrás de una corriente de líquido o gas a gran velocidad. Un ejemplo sencillo de propulsión a chorro es el movimiento de un globo hinchado cuando se deja salir el aire repentinamente. Mientras se mantiene cerrada la abertura, la presión del aire en el interior del globo es igual en todas direcciones; cuando se suelta la boca, la presión interna que experimenta el globo es menor en el extremo abierto que en el extremo opuesto, lo que hace que el globo salga despedido hacia adelante. Un motor a reacción no funciona de forma tan sencilla como un globo, aunque el principio básico es el mismo. Más importante que la diferencia de presiones resulta la aceleración a altas velocidades del chorro que sale del motor. Esto se consigue en el motor mediante fuerzas que permiten al gas fluir hacia atrás formando un chorro. La segunda ley de Newton (véase Mecánica) demuestra que estas fuerzas son proporcionales al incremento del momento lineal del gas por unidad de tiempo. En un motor a reacción, este incremento está relacionado con el flujo de masa multiplicado por la velocidad de salida del chorro. La tercera ley de Newton, que afirma que toda fuerza genera una reacción igual y opuesta, exige que la fuerza hacia atrás esté equilibrada por una reacción hacia adelante, conocida como empuje. Este empuje es similar al retroceso de un arma de fuego, que aumenta cuando se incrementa la masa del proyectil, su velocidad inicial, o ambas. Por ello, los motores de gran empuje requieren un elevado flujo de masa y unas altas velocidades de salida del chorro. Esto sólo puede conseguirse aumentando las presiones internas del motor e incrementando el volumen del gas por medio de la combustión. Los dispositivos de propulsión a chorro se emplean sobre todo en aviones a viones de alta velocidad y gran altitud, en misiles o en cohetes y naves espaciales (véase Avión; Misiles teledirigidos; Astronáutica). La fuente de potencia es un combustible de alta energía que se quema a grandes presiones para producir el elevado volumen de gas necesario para una alta velocidad de salida del chorro. El oxidante necesario para la combustión puede ser el oxígeno del aire, que se fuerza a entrar en el reactor y posteriormente se comprime; también puede transportarse el oxidante en el vehículo, de forma que el reactor no tenga que estar rodeado por una atmósfera. Entré los motores que dependen de la atmósfera para el suministro de oxígeno están los turborreactores, los turboventiladores, las
turbohélices, los estatorreactores y los pulsorreactores. Los motores no atmosféricos suelen llamarse motores cohete. Se distinguen en clases:
El turborreactor turborreactor El turboventilador o turbofán El turbohélice o turboeje
El Turborreactor
En el turborreactor la turbina se diseña para desarrollar justamente la potencia imprescindible para accionar el compresor. A continuación los gases de escape se expanden hasta la presión atmosférica en una tobera propulsiva, dando lugar a un chorro de gases de gran velocidad. Elementos básicos de un turborreactor El Difusor
La tobera de entrada tiene como funciones principales evitar las pérdidas de presión estática que a la vez es aumentada por el compresor. Se convierte presión dinámica en presión estática mediante el difusor. Otra de sus funciones es la entrega de aire sin turbulencias
La Unidad Generadora de Gases
La unidad generadora de gases está formada por el compresor, la cámara de combustión, y la turbina que son los elementos comunes en todas las aplicaciones de los motores de turbina de gas.
La Tobera
La tobera de salida Aumenta y adecua la velocidad de los gases de escape para mejorarla propulsión. Para hacer tal tarea tiene diversas formas según la velocidad de vuelo del avión. Es convergente para velocidades supersónicas y divergentes para subsónicas. Por esa razón en algunos aviones, especialmente los cazas, hay toberas de geometría variable que se adaptan automáticamente a la gran variedad de velocidades a las que vuelan esos aviones.
Esquema de un Turborreactor
El turboventilador
Los motores turbofan se consideran una mezcla entre el concepto de un motor turbojet y el concepto de un motor turboprop. Está compuesto por una unidad generadora de gases en la cual, parte de la energía disponible es empleada para mover el compresor y proporcionar empuje (similar a un turbojet) y parte es empleada para mover un fan o ventilador (similar a un turboprop), normalmente ubicado en frente del compresor y cuya función es proporcionar empuje mediante la aceleración de una masa de aire. • •
•
Para obtener la configuración de un motor turbofan, se instala un fan o ventilador a la entrada de la unidad generadora de gases, acoplado al eje del compresor. El fan acelera la masa de aire tomado por el ducto de admisión. Una parte del flujo es enviado al compresor para alimentar la unidad generadora de gases y otra parte es enviada a través de una tobera anular formada por la cubierta de la unidad generadora de gases y la cubierta del motor para producir empuje. Los gases que salen de la unidad generadora de gases, se expanden en una tobera y se mezclan con el flujo de aire expulsado por el fan proporcionando un empuje adicional.
El turbohélice
En el motor turbohélice, la propulsión se lleva a cabo mediante la acción combinada de una hélice situada en la parte delantera del motor y el impulso producido por los gases de escape procedentes de la turbina de gas. No es más que un turborreactor con la incorporación de una turbina que impulsa la hélice por medio de un sistema de engranajes reductor de la velocidad.
Bibliografia
http://www.educarm.es/templates/portal/images/ficheros/alumnos/2/secciones/11/contenid os/853/are/unidades/9.1.-energia/contenidos_11.html#Inicio http://geocities.ws/ferman30/motores_vaporizacion.html http://mysolar.cat.com/cda/layout?m=35442&x=9 http://www.opex-energy.com/ciclos/principios_de_Gas_CTCC.html http://www.morataenergia.com/3_esquema.html http://www.esacademic.com/dic.nsf/eswiki/1175096
