UNIVERSIDAD NACIONAL DE INGENIERIA
Facultad de Ingeniería Mecánica
TURBINA A GAS
CURSO
:
LAB. LAB. DE INGE INGENI NIER ER A MEC MEC NICA NICA II
PROFESOR : ING. UGARTE INTEGRANTES:
PEREZ CAHUANA FRANZ GUILLEN ARIAS CARLOS FALCON CACERES MARTIN SACCSA SINFOROSO DANY RAUL Ciclo 2011-II
RESUMEN La experiencia se baso principalmente en el estudio estudio de la turbina a gas “Rover”. “Rover”. En ella se
analizará el funcionamiento de la turbina, el comportamiento de esta, así como la eficiencia que puede presentar a distintos regímenes de operación. Básicamente se realizará un balance térmico de la turbina, esto se hace tomando medidas de ciertos parámetros. Como presión y temperatura, en diferentes puntos del ciclo que realiza ésta, con los cuales obtendremos la energía que se le esta suministrando al ciclo, la energía que se pierde por fricción u otros factores, y la energía que es aprovechada; debemos tener en cuenta que una parte de ésta última se usara para mover los equipos auxiliares que tiene la turbina a gas,como son el compresor y la turbina que lo mueve. Finalmente al estudiar los resultados obtenidos podemos concluir que la turbina a gas “Rover” se encuentra en mala condición debido a que su rendimiento es muy lo que no es
conveniente en las aplicaciones que se el puede dar a esta.
RESUMEN La experiencia se baso principalmente en el estudio estudio de la turbina a gas “Rover”. “Rover”. En ella se
analizará el funcionamiento de la turbina, el comportamiento de esta, así como la eficiencia que puede presentar a distintos regímenes de operación. Básicamente se realizará un balance térmico de la turbina, esto se hace tomando medidas de ciertos parámetros. Como presión y temperatura, en diferentes puntos del ciclo que realiza ésta, con los cuales obtendremos la energía que se le esta suministrando al ciclo, la energía que se pierde por fricción u otros factores, y la energía que es aprovechada; debemos tener en cuenta que una parte de ésta última se usara para mover los equipos auxiliares que tiene la turbina a gas,como son el compresor y la turbina que lo mueve. Finalmente al estudiar los resultados obtenidos podemos concluir que la turbina a gas “Rover” se encuentra en mala condición debido a que su rendimiento es muy lo que no es
conveniente en las aplicaciones que se el puede dar a esta.
OBJETIVOS
Conocer en forma objetiva el funcionamiento de una turbina a gas, y permitir analizar el ciclo Brayton abierto, teniendo el número de revoluciones constantes y carga variable, siendo el número de rpm, el óptimo para la turbina.
Conocer el esquema de todo el equipo, sus parámetros e instrumentos de medición, y las consideraciones en las cuales se puede hacer trabajar a la turbina.
FUNDAMENTO TEORICO
Las turbinas de gas han sufrido un fuerte desarrollo desde que en 1939 se exhibiera en Suiza el primer modelo de turbina industrial para la generación de energía eléctrica. La aparición de las centrales térmicas de ciclo combinado y la exigencia de mayores potencias, mayores rendimientos, mayor disponibilidad y mayor fiabilidad han hecho de la turbina de gas uno de los equipos en los que se centra una buena parte de la investigación para generación de energía a partir de combustibles fósiles. Además, la posibilidad de hibridación con energías renovables (solar térmica) y nuevos ciclos basados en el Hidrógeno o el Helio hacen pensar que el desarrollo de las turbinas de gas continuará a un ritmo creciente los próximos años
Las turbinas de gas son turbomáquinas que, de un modo general, pertenecen al grupo de máquinas térmicas generadoras y cuya franja de operación va desde pequeñas potencias (30 KW para las microturbinas) hasta 500 MW para los últimos desarrollos. De esta forma,
compiten tanto con los motores alternativos (ciclos termodinámicos OTTO y DIESEL) como con la instalaciones de vapor de pequeña y media potencia
Figura 1: Situación de las turbinas en el conjunto de máquinas.
Sus principales ventajas son su pequeño peso y volumen en relación a su potencia y la flexibilidad de su operación. Esto hace que sean máquinas cuyo uso para determinadas aplicaciones, especialmente las referidas a la generación de electricidad y a la propulsión de buques y aviones, esté en claro aumento. Al ser máquinas rotativas presentan una clara ventaja frente a los motores alternativos, por la ausencia de movimientos alternativos y de rozamientos entre superficies sólidas (como las que se dan entre pistón y camisa), lo que se traduce en menores problemas de equilibrado y menores consumos de aceite lubricante, que además no están en contacto con superficies calientes ni con productos de combustión. Comparadas con las turbinas de vapor, las turbinas de gas apenas tienen necesidades de refrigeración, lo que facilita enormemente su instalación. Además, su baja inercia térmica les permite alcanzar su plena carga en tiempos muy bajos, lo que las hace ideales para
determinadas aplicaciones en las que se requiere variaciones de carga rápidas (regulación de red o abastecimiento de picos de demanda). Esta simplicidad comparada con turbinas de vapor y con motores alternativos otorga a las turbinas de gas dos ventajas adicionales: un mantenimiento sencillo comparado con otras máquinas térmicas y una elevada fiabilidad. En efecto, la reducción de las necesidades de lubricación y refrigeración, la continuidad del proceso de combustión y la ausencia de movimientos alternativos hace que la probabilidad de fallo disminuya. Una instalación de generación eléctrica basada en una turbina de gas puede alcanzar con facilidad valores de disponibilidad superiores al 95% y valores de fiabilidad cercanos al 99% si la instalación está bien diseñada, bien construida, bien operada y con un adecuado nivel de mantenimiento. No obstante, también tienen algunos inconvenientes importantes, entre los que hay que destacar dos: la alta velocidad de rotación y su bajo rendimiento (30-35%) comparado con los motores alternativos diesel (algunos desarrollos ya alcanzan el 50% de rendimiento) o con las turbinas de vapor (valores del 40% son muy normales). Normalmente se entiende por turbina de gas el conjunto formado por los siguientes elementos: -
Compresor, responsable de la elevación de presión del fluido de trabajo.
-
Sistema de aporte de calor al fluido.
-
Elemento expansor, o turbina propiamente dicha.
Sus aplicaciones son muy variadas, siendo su campo de aplicación el más amplio entre los motores térmicos. Inicialmente se utilizaron para la realización de trabajo mecánico. Posteriormente se trasladaron al campo de la aeronáutica como elemento propulsor, sobre todo a partir de la segunda guerra mundial. Más tarde se utilizaron como elemento motor para la generación de energía eléctrica, aplicación para la que se han desarrollado modelos específicos que han tratado de adaptarse a las exigencias de ese mercado. La posibilidad de aprovechar el calor de los gases de escape para producir vapor aprovechable en la industria como energía térmica o para producir más energía eléctrica (en los denominados ciclos combinados gas-vapor) han provocado una auténtica revolución en el mercado de la generación eléctrica, donde la turbina de vapor ha sido la reina indiscutible durante muchos años.
Principio de funcionamiento: Una turbina de gas es un motor térmico rotativo de combustión interna, donde a partir de la energía aportada por un combustible se produce energía mecánica y se genera una importante cantidad de calor en forma de gases calientes y con un alto porcentaje de oxígeno.
Figura 2: Flujos en una turbina de gas.
El ciclo térmico que representa esta máquina es el ciclo Brayton. La máquina sigue un ciclo abierto, puesto que se renueva continuamente el fluido que pasa a través de ella. El aire es aspirado de la atmósfera y comprimido para después pasar a la cámara de combustión, donde se mezcla con el combustible y se produce la ignición. Los gases calientes, producto de la combustión, fluyen a través de la turbina. Allí se expansionan y mueven el eje, que acciona el compresor de la turbina y el alternador. Partes principales de la turbina de gas: Los principales elementos de la turbina de gas son cinco: la admisión de aire, el compresor, la cámara de combustión, la turbina de expansión y el rotor. A continuación se detallan las principales características de cada uno de estos elementos.
Figura 3: Turbina de gas. Partes principales.
Admisión de aire El sistema de admisión de aire consta de todos los elementos necesarios para que el aire entre en la turbina en las condiciones más adecuadas de presión, temperatura y limpieza. Para ello cuenta con filtros de varios tipos, que se encargarán de eliminar la suciedad que pueda arrastrar el aire; y de una serie de sistemas que acondicionarán la temperatura para facilitar que entre a la turbina la mayor cantidad posible de masa de aire.
Compresor de aire La función del compresor es elevar la presión del aire de combustión (una vez filtrado) antes que entre en la cámara de combustión, en una relación que varía según la turbina pero que normalmente está comprendida entre 10:1 y 40:1. Esta compresión se realiza en varias etapas y consume aproximadamente las 2/3 partes del trabajo producido por la turbina. El control de la entrada de aire para la combustión se realiza variando el ángulo de inclinación de las ruedas iniciales de álabes del compresor. A mayor ángulo, mayor cantidad de aire de entrada al compresor, y por tanto, a la turbina. Este método se usa para mejorar el comportamiento a carga parcial de la turbina de gas, como se verá más adelante. Una parte del aire del compresor se utiliza para refrigeración de álabes y de la cámara de combustión, de forma que aproximadamente un 50% de la masa de aire es usado para este fin.
Cámara de combustión
En ella tiene lugar la combustión a presión constante del gas combustible junto con el aire. Esta combustión a presión obliga a que el combustible sea introducido a un nivel de presión adecuado, que oscila entre 16 y 50 bar. Debido a las altas temperaturas que pueden alcanzarse en la combustión y para no reducir demasiado la vida útil de los elementos componentes de la cámara, se trabaja con un exceso de aire alto, utilizando del 300 al 400% del aire teórico necesario, con lo que se consigue por un lado reducir la temperatura de llama y por otro refrigerar las partes más calientes de la cámara. Parte del aire que procede del compresor, se dirige directamente hacia las paredes de la cámara de combustión para mantener su temperatura en valores convenientemente bajos. Otra parte se hace circular por el interior de los álabes de la turbina, saliendo por orificios en los bordes que crean una película sobre la superficie de los álabes Turbina de expansión En la turbina es donde tiene lugar la conversión de la energía contenida en los gases de combustión, en forma de presión y temperatura elevada (entalpía), a potencia mecánica (en forma de rotación de un eje). Como se ha indicado antes, una parte importante de esta potencia es absorbida directamente por el compresor. Los gases, que entran a la turbina a una temperatura de 1200-1400ºC y una presión de 10 a 30 bar., salen a unos 450-600ºC. Esa alta temperatura hace que la energía que contienen pueda ser aprovechada bien para mejorar el rendimiento de la turbina (con un sistema conocido como REGENERACIÓN, que consiste en utilizar estos gases para calentar adicionalmente la mezcla en la cámara de combustión) o bien, como es más habitual, para generar vapor en una caldera de recuperación. Ese vapor posteriormente se introduce en una turbina de vapor consiguiéndose un aumento del rendimiento global igual o incluso superior al 55% (el rendimiento de la turbina de gas es de 30-35%).
Figura 4: Interior del compresor de alta presión de una turbina industrial. El diseño aerodinámico de los álabes es una de las claves de su excelente rendimiento
Aplicaciones: Aviación militar: Para helicópteros, aviones de combate o caza bombarderos, aviones de despegue vertical (Harrier V/tol y V/stol) En este caso se buscan turbinas con temperaturas de admisión mas elevada para lograr mas altas velocidades y despegues verticales
Figura 5: Aviacion militar
Aviación comercial: Se utilizan aviones de turbina de chorro (turbo-jet) y de turbina de
hélice (turbo-fan). En las aerolíneas de carga se emplean turbinas de gran potencia. Tuberías para transmisión de gas. Es de las industrias que más utilizan turbinas de gas.
Las turbinas de gas han sido instaladas para impulsar compresores en medidas superiores a 22500 KW (300 HP). Esta es una aplicación excelente ya que el gas natural es un combustible ideal y se requiere una gran cantidad de fuerza motriz. Transporte: En barcos, la alta potencia específica de las turbinas de gas permite realizar
diseños de altas velocidades. Esto es muy útil para barcos tipo containers, botes mototorpedo y grandes barcos de guerra. También se usan en ferrocarriles, en locomotoras de carga y trenes ligeros de pasajeros, pero solo en los últimos ha representado un cambio significativo. Aeromodelismo: Actualmente se construyen pequeñas turbinas de gas que impulsan
aeromodelos a control remoto. Estas se han vuelto las favoritas de los seguidores de este hobby ya que le brindan al modelo una gran velocidad y potencia, mejorando su rendimiento y versatilidad. Generación eléctrica: Las compañías de servicios eléctricos las utilizan para cargas pico de
trabajo en primer lugar. Los costos de instalación y operación, siempre que se usen combustibles refinados, son favorables para trabajos intermitentes. Los motores de aviación adaptados para este servicio disponen de un rápido arranque, aproximadamente dos minutos para arrancar a plena carga. se han instalado plantas de potencia a carga pico arriba de 150 MW con un solo generador.
EQUIPOS E INSTRUMENTOS Para la experiencia se cuenta con el siguiente equipo:
Equipo de Turbina a Gas, marca Rover Gas Turbines Instructional, Tipo: 1560, Velocidad máxima: 46000 rpm, Potencia máxima: 60BHP.
Tobera convergente (en la admisión de aire), para medición de flujo de masa de aire.
Freno Hidráulico Froude, acoplado a un dinamómetro, para medición de potencia al freno.
Tablero de control con instrumentos de medición.
Depósito de combustible (montado en la parte superior del Tablero de control). El combustible que se puede emplear en esta Turbina a Gas, es petróleo Diesel Nº2 o kerosene.
POTENCIOMETRO
PROCEDIMIENTO
Chequear el nivel de combustible en el depósito de combustible y revisar el nivel de aceite de la turbina, mediante la varilla indicadora de lubricante.
Purgar el acumulador de combustible y verificar si la válvula de admisión de combustible está cerrada.
Abrir el freno hidráulico y comprobar que el dinamómetro del freno hidráulico esté en cero libras (para el arranque en vacío).
Poner en funcionamiento el circuito de agua de alimentación (refrigeración del freno hidráulico) y purgar el freno.
Verificar que el control de aceleración de la turbina (en el tablero) este cercano al mínimo, desenroscar la tapa del arrancador, hacer contacto, para poner en funcionamiento el motor eléctrico que acciona al compresor y una vez que la aguja del tacómetro llega a 275 rpm, se hace girar la manija del acumulador de combustible en 90º, soltando simultáneamente la llave del arrancador.
Con la turbina en funcionamiento, mover el acelerador (tablero de control), hasta que el tacómetro marque 3000 rpm.
Manteniendo constante las rpm de la turbina (3000 rpm) hacer variar la carga aplicada al freno, en un rango de 0 a 80 libras, tomando datos para cada incremento de 15 en 15 hasta 60 libras y de 10 en 10 desde 60 a 80 libras. Siempre que se cambie de carga, esperar de 3 a 4 minutos para estabilizar el sistema.
Terminada la experiencia, descargar gradualmente la turbina hasta cero y luego apagarla, cerrando la manija del acumulador de combustible, para lo cual el freno hidráulico debe estar en vacío (descargado).
Cerrar el sistema de alimentación (refrigeración por agua) del freno hidráulico y vaciarlo por medio de la llave de aforo.
DATOS DE LABORATORIO p 1 2 3 4 5
TA °C 29 29 29 29 30
PA- Po pulgH2O 7.1 7.1 6.9 6.5 6.2
F lb 4.8 14.8 28.2 52.4 70.2
Datos auxiliares
Nc=Nf =3000rpm Nt=46000rpm X0=15.3pulg2 Pa=755.1mmHg K=1.4 (aire) K=1.33 (gases) PC=18,050 BTU/lb ΡC=0.865kg/lt
Vc=2lt Cpa=0.24 BTU/lb (aire) Cpg=0.275 BTU/lb (gases)
P2 PSI 23 23 24 25 25
T2 °C 130 140 140 145 145
P2- P4 PulgHg 4.2 3.8 4 4.2 3.8
T6 °C 310 350 390 415 480
P7- PA T Vc pulgH2O segundos litros -2 220 2 -2 230 2 -2.4 193 2 -2.1 170 2 -1.3 155 2
CÁLCULOS Los cálculos mostrados son para el primer punto los demás puntos se realizaran de manera análoga
1.) FLUJO DE AIRE (ma) PA = 14.7 Psia TA = 29 °C = 544.2 º R PA – Po = 7.1 pulgH2O = 0.2562Psia Po = 14.7 – 0.2562 = 14.4438 Psia Reemplazando datos en:
ma 31.3
P A T A
1.43
Po P A
1.71
P o P A
Remplazamos los valores para los 5 puntos: TA(R) 544.2 544.2 544.2 544.2 546
ma(lb/s) 1.3649 1.3649 1.3459 1.3082 1.2756
P0(psi) 14.4438 14.4438 14.451 14.465 14.476
PA-P0(psi) 0.2562 0.2562 0.2490 0.2345 0.2237
2.) FLUJO DE COMBUSTIBLE (mc) Densidad del Kerosene
c
0.865
kg
Vc = 2 litros
l
1.907
lb l
t = 220s mc
cV c
t
t(segundos) 220 230 193 170 155
0.0187
lb s
, para los demás casos
mc 0.01733636 0.01658261 0.01976166 0.02243529 0.02460645
3.) FLUJO DE GASES (mg) mg = ma + mc
mc(lb/s) 0.01733636 0.01658261 0.01976166 0.02243529 0.02460645
ma(lb/s) 1.3649 1.3649 1.3459 1.3082 1.2756
mg(mc+ ma) 1.38223636 1.38148261 1.36566166 1.33063529 1.30020645
4.) RELACIÓN AIRE/COMBUSTIBLE (r a/c) r a / c
mc(lb/s) 0.01733636 0.01658261 0.01976166 0.02243529 0.02460645
ma mc
ma(lb/s) 1.3649 1.3649 1.3459 1.3082 1.2756
r a/c 78.7304832 82.3091178 68.1066267 58.3099216 51.8400663
5.) POTENCIA Potencia al freno (BHP)
Para el freno hidráulico Froude BHP
FxN 4500
Donde 4500 es la constante del freno Si: N = 3000 rpm
N(rpm) 3000 3000 3000 3000 3000
F(lb) 4.8 14.8 28.2 52.4 70.2
BHP(HP) 3.2 9.86666667 18.8 34.9333333 46.8
Potencia a la fricción
Con RPM en freno = 3000 rpm Relación de transmisión = 46/3 RPM en el eje del compresor =
3000 x
46 3
46000rpm
Para esta velocidad en el eje del compresor Se tienes que según el manual: FHP = 5.1HP
6.) CONSUMO ESPECÍFICO DE COMBUSTIBLE (cec) cec
mc BHP
; con datos anteriores
cec = 15.405
punto 1 2 3 4 5
lb hr HP
Cec(lb/hrxHP) 19.5034091 6.05041128 3.78414728 2.31203413 1.89280397
7.) RELACIÓN DE COMPRESIÓN (Rp) Rp
a)
p 2 p1
calculo de p 2 : de laboratorio obtenemos
P2 ( Psig ) 23( Psig )
P2(Psia) = P2(Psig) + PA = 23+ 14.7 = 37.7 Psia b)
calculo de p1 :
p1 = pA - P; pA = 14.7 Psi Calculo de p (perdida de presión) En la curva N°2 del manual para un valor de pf obtenemos un valor para p ma = 1.3649lb/s TA = 302 K
PA = 14.7 Psi Pf
ma T A P A
1.6135
Del grafico N°2 y con el valor de pf p = 0.11136
Entonces p1 = 14.58864 Psia Rp
p2 p1
2.5842025
Análogamente hacemos lo mismo para los demás casos:
Pf 1.61356688 1.61356688 1.59110533 1.54653688 1.51049221
ΔP
0.11136 0.11136 0.105 0.0954 0.0922
P2 37.7 37.7 38.7 39.7 39.7
P1 14.58864 14.58864 14.595 14.6046 14.6078
R 2.5842025 2.5842025 2.651593 2.7183216 2.7177261
8.) RELACIÓN DE EXPANSIÓN (E) E
p 4 P6
p 2 ( p 2 p 4 ) [ P A ( p 7 p A )] f
Calculo de f (factor de pérdida de presión del escape) En el gráfico N°3 con T6 = 487°C y 46000 rpm Tenemos f= 1.0398
Remplazamos las presiones en la expresión anterior para obtener E
N(rpm)
f
46000 46000 46000 46000 46000
1.0398 1.0423 1.046 1.0475 1.049
P2P4(psi) 2.0628 1.8663 1.9646 2.0628 1.8663
P2(psi)
P4(psi)
37.7 37.7 38.7 39.7 39.7
35.6372 35.8337 36.7354 37.6372 37.8337
P7PA(psi) -0.07218 -0.07218 -0.0866 -0.07579 -0.0469
9.) EFICIENCIA ADIABATICA DEL COMPRESOR ( c) Para el primer punto TA=29°C a)
T1 = TA – 15 = 84.2 – 15 = 69.2 F = 528.87 R k 1
b)
T2I (tempatura 2 ideal) = T R 1
k
;
k = 1.4
Entonces T2I = 693.6729 R c)
T2 = 130°C = 725.67 R
Con los cálculos obtenidos remplazamos en la expresión:
c
T 2 I T 1 T 2 T 1
c = 83.741%
Análogamente para los demás puntos:
T1(R) 528.87 528.87 528.87 528.87 530.67
T2i(R) 693.672933 693.672933 698.793858 703.773687 706.124768
T2(R) 725.67 743.67 743.67 752.67 752.67
nc(%) 83.741328 76.7238983 79.1079413 78.1517817 79.0336793
P7(psi)
E
14.62782 14.62782 14.6134 14.62421 14.6531
2.34301006 2.35027839 2.40326586 2.45691912 2.46135249
10.) EFICIENCIA ADIABATICA DE LA TURBINA ( t) a)
Calculamos T 4-T 5 con la siguiente expresión:
T 4 T 5
c pa c pg
(T 2 T 1 )
ma mg
Siendo: Cpa=0.24 BTU/lb (aire) Cpg=0.275 BTU/lb (gases) Entonces T4 – T5 = 169.598 R b)
Calculamos T 5-T 6 con la siguiente expresión:
T 5 T 6 0.707
BHP FHP mg c pg
=15.4376 R
Como dato tenemos que: T6=1049.67 R Remplazamos y obtenemos: T4=1234.7062 R T 4
T6i=
siendo k=1.33 (gases)
k 1
E
k
T6i=999.5747 R
t
T 4 T 6 T 4 T 6 I
= 78.694%
T4-T5(R) 169.59856 185.211623 184.749172 192.023215 190.078815
T5-T6(R) 15.4376965 27.8526412 44.9926429 77.3480615 102.622304
T6(R) 1049.67 1121.67 1193.67 1238.67 1355.67
T5(R) 1065.1077 1149.52264 1238.66264 1316.01806 1458.2923
T4(R) 1234.70626 1334.73426 1423.41182 1508.04128 1648.37112
11.) EFICIENCIA TÉRMICA DELCICLO TEÓRICO ( Calculamos de la siguiente manera:
te
1
1
k 1
R
= 22.76%
k
Siendo k=1.4
nte(%) 23.7583065 23.7583065 24.3170313 24.8525636 24.8478595
1 2 3 4 5
12.) EFICIENCIA TOTAL DE LA PLANTA ( r)
r
0.707 BHP
Pc.mc
;
Entonces: r = 0.9153 %
1 2 3 4
nr(%) 0.72299314 2.33055744 3.72629022 6.09888533
Pc = 18050 BTU/lb
te)
T6i 999.574771 1079.72383 1145.10687 1206.56146 1318.24748
nt(%) 78.6948017 83.5511947 82.5503887 89.3496879 88.6640897
5
7.44970491
13.) EFICIENCIA DE LA COMBUSTIÓN ( c)
c
mg .c pg .(T 4 T 2 ) Qc
Siendo: c = 61.83%
1 2 3 4 5
nc(%) 61.8341664 75.0209845 71.5680545 68.2563759 72.1077477
14.) TRABAJO NECESARIO PARA EL COMPRESOR (W cp) Wcp = ma.cpa.(T2 – T1) Wcp = 64.466 BTU/s Análogamente para los demás puntos:
1 2 3 4 5
Wcp(BTU/s) 64.4669568 70.3633248 69.3838368 70.2660384 67.963968
15.) TRABAJO QUE SE ENTREGA A LA TURBINA (Wt) Wt = mg.cpg.(T4 – T6) Wt =70.335 BTU/s Análogamente para los demás puntos:
1 2 3 4 5
Wt(BTU/s) 70.3350568 80.9447581 86.2811368 98.5696051 104.657268
16.) RELACIÓN DE TRABAJO COMPRESOR-TURBINA Rc/t =
W cp W t
Rc/t = 0.9165 Análogamente para los demás puntos:
1 2 3 4 5
r(cp/t) 0.91656934 0.86927587 0.80415997 0.71285706 0.64939559
GRAFICAS Eficiencia adiabática del compresor vs BHP
85 84 83 ) % ( c n
82 81 nc(%)
80 79 78 77 76 0
10
20
30
40
50
BHP (HP)
Eficiencia adiabática de la turbina vs BHP 92 90 88 ) % ( t n
86 84
nt(%)
82 80 78 0
10
20
BHP (HP)
30
40
50
Eficiencia de la combustión vs BHP
80 70 60 50 ) % ( c n
40 nc(%)
30 20 10 0 0
10
20
30
40
50
BHP (HP)
Eficiencia térmica del ciclo teórico vs BHP
25 24.8 24.6 ) % ( e t n
24.4 24.2
nte(%)
24 23.8 23.6 0
10
20
BHP (HP)
30
40
50
Eficiencia total de la planta vs BHP
8 7 6 ) % ( r n
5 4 nr(%) 3 2 1 0 0
10
20
30
40
50
BHP (HP)
Consumo de combustible vs BHP
0.03 0.025 0.02 ) s / b 0.015 l ( c m
mc
0.01
0.005 0 0
10
20
30
BHP (HP)
40
50
Consumo de aire vs BHP
1.38 1.37 1.36 1.35 ) s / b l ( a m
1.34 1.33 1.32
ma
1.31 1.3 1.29 1.28 1.27 0
10
20
30
40
50
BHP (HP)
Relación aire combustible vs BHP
90 80 70 60 50 c / a r
40
r a/c
30 20 10 0 0
10
20
30
BHP (HP)
40
50
Consumo especifico de combustible vs BHP
25
20
15
c e c
10
Cec(lb/hrxHP)
5
0 0
10
20
30
40
50
BHP (HP)
Relación trabajo compresor/ trabajo turbina vs BHP
1 0.9 0.8 0.7 0.6 ) t w / c w ( r
0.5 0.4
r(cp/t)
0.3 0.2 0.1 0 0
10
20
30
BHP (HP)
40
50
CONCLUSIONES
Analizando cada una de las graficas se concluye que a medida que aumenta la potencia al eje aumenta las eficiencias.
Según la grafica mc vs BHP se concluye que a medida que ingresa más mc la potencia al eje se incrementa.
La eficiencia real de la planta es baja menor al 10% esto es debido a las pérdidas en todo el ciclo, pero principalmente es ocasionada por las perdidas en el proceso de combustión, produciendo gran pérdida de calor.
RECOMENDACIONES
Se tiene que utilizar orejeras porque la turbina a gas produce un mucho ruido, esto es debido a la fricción y a la diferencia de presiones.
Se debe tener en cuenta las unidades al hacer los cálculos.
BIBLIOGRAFIA
Manual de Laboratorio II. Facultad de Ingeniería Mecánica.
ANEXOS VENTAJAS DE LA TURBINA A GAS a) Muy buena relación potencia vs. peso y tamaño. b) Bajo costo de instalación. c) Rápida puesta en servicio. d) Es una máquina rotante (no tiene movimientos complejos como son los movimientos roto alternativos de los motores de combustión interna).
e) Al ser una máquina rotante el equilibrado de la misma es prácticamente perfecto y simple, a diferencia de máquinas con movimiento alternativos.
f) Menos piezas en movimiento (comparado con los motores de combustión interna).
g) Menores pérdidas por rozamiento al tener menores piezas en movimiento. h) Sistema de lubricación más simple por lo expresado anteriormente. I.)Bajas presiones de trabajo (es la máquina térmica que funciona a más baja presiones).
j) El proceso de combustión es continuo y se realiza a presión constante en la cámara de combustión (diferente a los motores de combustión interna).
k) Pocos elementos componentes: compresor, cámara/s de combustión y turbina propiamente dicha.
l) No necesitan agua (diferente a las turbinas a vapor que requieren de un condensador).
m) Permiten emplear diferentes tipos de combustibles como kerosene, gasoil, gas natural, carbón pulverizado, siempre que los gases de combustión no corroan los álabes o se depositen en ellos.
n) El par motor es uniforme y continuo. DESVENTAJAS DE LA TURBINA A GAS Bajo rendimiento térmico (alto consumo específico de combustible) debido a: 1. Alta pérdida de calor al ambiente que se traduce por la alta temperatura de salida de los gases de escape por chimenea, entre 495ºC a 560 ºC
2. Gran parte de la potencia generada por la turbina es demandada por el
