INTRODUCCION Una turbina de gas es una turbo máquina destinada a la generación de energía eléctrica o trabajo en las plantas térmicas o en las de cogeneración, así como en los campos aeronáuticos y marítimos Las turbinas de gas operan en base en el principio del ciclo Brayton, en donde aire comprimido es mezclado con combustible y quemado bajo condiciones condiciones de presión constante. El gas caliente producido por la combustión se le permite expandirse a través de la turbina y hacerla girar para llevar a cabo trabajo. En una turbina de gas con una eficiencia del 33%, aproximadamente 2/3 del trabajo producido se usa comprimiendo el aire. El otro 1/3 está disponible para generar electricidad, electricidad, impulsar un dispositivo mecánico, etc. Una variación del sistema de turbina simple (Brayton) es el de añadir un regenerador. El regenerador es un intercambiador de calor que aprovecha la energía de los gases calientes de escape al precalentar el aire que entra a la cámara de combustión. Este ciclo normalmente es utilizado en turbinas que trabajan con bajas presiones. Ejemplos de turbinas que usan este ciclo son: la Solar Centaur de 3500 hp hasta la General Electric Frame 5 de 35000 hp. Las turbinas de gas con altas presiones de trabajo pueden utilizar un ínter-enfriador para enfriar el aire ente las etapas de compresión, permitiendo quemar más combustible y generar más potencia. El factor limitante para la cantidad de combustible utilizado es la temperatura de los gase gasess cali calien ente tess crea creado doss por por la comb combus ustitión ón,, debi debido do a que que exis existe ten n rest restri ricc ccio ione ness a las las temperaturas que pueden soportar los alabes de la t urbina, el correcto equilibrado y articulación del rotor por el elevado régimen de giro del mismo y otras partes de la misma. Con los avances en la Ingeniería de los materiales, lo que se busca es que estos límites siempre vayan en aumento.
HISTORIA Los orígenes de la turbina de gas se remontan a muchos años antes de que el desarrollo tecno tecnológ lógico ico,, tanto tanto de mater material iales es como como de proces procesos os indus industri triale ales, s, permit permitier iera a su correc correcta ta implanta implantación ción.. El ejemplo ejemplo más antiguo antiguo de la propulsión propulsión por gas puede ser encontrad encontrado o en un egipcio llamado Hero en 150 A.C. Hero inventó un juguete que rotaba en la parte superior de una olla hirviendo debido al efecto del aire o vapor caliente saliendo de un recipiente con salidas organizadas de manera radial en un sólo sentido (Ver Gráfico). En 1232, los chinos utilizaron cohetes para asustar a los soldados enemigos. Alrededor de 1500 D.C., Leonardo Da Vinci dibujó un esquema de un dispositivo que rotaba debido al efecto de los gases calientes que subían por una chimenea. El dispositivo debería rotar la carne que estaba asando. En 1629 otro italiano desarrolló un dispositivo que uso el vapor para rotar una t urbina que movía maquinaria. maquinaria. Esta fue la primera aplicación práctica de la turbina de vapor. En 1678 un jesuita llamado Ferdinand Verbiest construyó un modelo de un vehículo automotor que usaba vapor de agua para movilizarse.
La primera patente para una turbina fue otorgada en 1791 a un inglés llamado John Barber. Incorporaba mucho de los elementos de una turbina de gas moderna, pero usaban un compresor alternativo. Hay muchos otros ejemplos de turbina por varios inventores, pero no son consideradas verdaderas turbinas de gas porque utilizaban vapor en cierto punto del proceso. En 1872, un hombre llamado Stolze diseñó en Francia la primera turbina de gas. Incorporaba una turbina de varias etapas y compresión en varias etapas con flujo axial, pero no es hasta el año 1900 cuando construye la primera turbina de gas probando sus modelos que funcionaron realmente, aunque los resultados obtenidos fueron decepcionantes. La Compañía General Electric comenzó su división de turbinas de gas en 1903. Un Ingeniero llamado Stanford Moss dirigió la mayoría de los proyectos. Su desarrollo más notable fue el turbo súper cargador. Este utilizaba los gases de escape de un motor alternativo para mover una rueda de turbina que, a su vez, movía un compresor centrífugo utilizado para súper-cargar. Este elemento hizo posible construir las primeras turbinas de gas confiables. En 1914 Charles Curtis aplicó la primera patente en los Estados Unidos para una turbina de gas. Esta fue otorgada pero generó mucha controversia. En los años 30, tantos británicos como alemanes diseñaron turbinas de gas para la propulsión de aviones mediante la aportación de diversos científicos, como Frank Whittle, que permitió que en 1939 se construyese el primer avión del mundo propulsado por una turbina de gas, el avión alemán He 178, año en el que también se implemento la primera turbina de gas para la producción de energía eléctrica. Con esto, los alemanes alcanzaron a diseñar aviones de propulsión a chorro y lograron utilizarlos en la 2° guerra mundial.
TURBINA A GAS Una turbina de gas es un motor térmico rotativo de flujo continuo que se caracteriza por presentar una baja relación peso potencia y una velocidad de giro muy elevada. La elevada velocidad de giro, que en función del tamaño puede llegar a alcanzar valores de hasta 40000 revoluciones por minuto, orienta su utilización a una unidad de generación de gases con elevada entalpía que puede utilizarse para propulsión a reacción o puede ser la encargada de accionar una turbina de potencia acoplada a un eje, en la que puede acoplarse cualquier tipo de carga. De este modo la turbina de gas esta formada por dos elementos principales: • •
El generador de gases La unidad generadora de potencia
El generador de gases esta formado a su vez por uno o varios compresores, la cámara de combustión, donde se mezclara el combustible con el aire y donde tendrá lugar la combustión, y finalmente la o las turbinas de expansi6n de gases, que en este caso s61o obtendrán la potencia necesaria para mover los compresores. La unidad generadora de potencia es donde se obtendrá la potencia útil de la maquina, dependiendo de la aplicación, será otra turbina de expansión de gases, o bien, una tobera de propulsión. En la actualidad, la turbina de gas se utiliza ampliamente, pues es capaz de desarrollar muy elevadas potencias con un tamaño y peso contenidos, aunque sin obtenerse rendimientos muy elevados, del orden del 25% como valores máximos. Las turbinas de gas orientadas a la propulsión a reacción se implementan en la gran mayoría de aviones comerciales y militares (figura1), mientras que las turbinas de gas orientadas a la generación de trabajo en un eje también se han utilizado en buques, trenes, tanques, autobuses, camiones y coches y en los compresores de los gasoductos, pero tienen la utilización prioritaria como generadores de energía eléctrica, bien sea para cubrir las puntas de demanda, gracias a su moderada velocidad de puesta en marcha, bien sea en ciclo combinado con una turbina de vapor para cubrir demandas medianas y con un elevado rendimiento u otras configuraciones de cogeneraci6n en las que existe ,un proceso de elevada necesidad de color, de modo que el gran caudal de gases de escape, una vez aprovechado en la turbina de potencia, se utiliza para la producci6n de vapor o el secado de un determinado proceso industrial.
TIPOS DE TURBINAS DE GAS Las instalaciones de turbinas de gas pueden ser abiertas o cerradas. En las de tipo abierto (figura 1), los productos de la combustión fluyen a través de la turbina junto con la corriente de aire. Para diluir los productos de la combustión hasta una temperatura que pueda resistir el rodete de la turbina (649 - 982) ºC, es necesario un elevado porcentaje de aire. Este diseño ofrece las ventajas de requerir un control simple y poseer un sistema hermético. Puede diseñarse para altas relaciones peso / potencia y para drenaje sin agua de enfriamiento. En las instalaciones de tipo cerrado (figura 2), los productos de la combustión no pasan a través de las turbinas, sino por un intercambiador de calor. Los gases que atraviesan la turbina trabajan en circuito cerrado y sucesivamente se comprimen, calientan, expansionan, y enfrían. Las instalaciones cerradas permiten quemar cualquier tipo de combustible en el combustor. Sin embargo, se necesita un intercambiador de calor. Este tipo de instalaciones esta limitado a las turbinas estacionarias.
1-2 compresión isentrópica (en un compresor) 2-3 Adición de calor a P=constante (cerrado) 3-4 Expansión isentrópica (en una turbina) 4-1 Rechazo de calor a P=constante (cerrado)
PARTES Una turbina de gas consta básicamente de un compresor de aire, una cámara de combustión o combustor, la turbina y, para mejorar el rendimiento, un regenerador.
Compresor Esta ubicado en la sección frontal de la turbina y es el elemento por el cual se introduce en forma forzada el aire desde el exterior. Esta pieza, por la disposición de sus aletas, permite que el flujo sea "aspirado" hacia el interior de la turbina. Es de flujo axial para grandes turbinas por su elevado rendimiento y capacidad. Para pequeñas turbinas se han usado con éxito compresores centrífugos.
Cámara de combustión Se fabrican de tipo cilíndrico (can Type) o en forma de anillo (annular type). Debe llevar el gas a temperatura uniforme con mínimas diferencias de presión. Generalmente se fabrican metálicos y se enfrían con el aire entrante, pero también se están construyendo de cerámica, para lograr una mayor eficiencia térmica.
Regeneradores Transmiten el calor de los gases de escape del aire de los compresores. Aumentan rendimiento pero también volumen, peso y costo. Debido a su gran tamaño, no son aconsejables para la industria aeronáutica.
Las turbinas Son casi siempre de flujo axial (axial flow), excepto algunas de pequeñas dimensiones que son de flujo radial (radial flow) dirigido hacia el centro.
Tobera de escape Para favorecer el constante flujo del aire en el interior de la turbina y poder dirigir efectivamente el aire proveniente de su rueda, se utiliza un aditamento cónico. Esta tobera de escape aumenta considerablemente el empuje del motor.
Accesorios También posee varios dispositivos auxiliares tales como filtros, dispositivos de regulación de velocidad, de lubricación, de alimentación, del combustor y de puesta en marcha. Estos dispositivos dependen de las características de velocidad y de la relación peso / potencia
FUNCIONAMIENTO Se toma aire atmosférico a través de la admisión del compresor desde donde se envía aire comprimido a la cámara de combustión (en rojo en la figura) en la cual el combustible entra con un caudal constante y se mantiene en llama continua (Las flechas en el dibujo indican la dirección del flujo). La ignición inicial se obtiene generalmente por medio de una chispa (Dispositivo de puesta en marcha). El aire, calentado en la cámara de combustión o combustor, se expande a través de toberas o paletas fijas y adquiere una elevada velocidad. Parte de la energía cinética de la corriente de aire es cedida a los álabes o cangilones de la turbina. Una fracción de esta energía se emplea para accionar el compresor y el resto para producir trabajo. En la operación de las turbinas de gas se presentan varias limitaciones de índole práctica, las cuales determinan gran parte de la actuación de esta clase de máquinas. Entre estas limitaciones merecen citarse la temperatura y velocidad de los álabes, el rendimiento del compresor, el rendimiento de la turbina y la transferencia de calor (en ciclos con regeneración).
Ignitor plug: Bujía de encendido. Burner: Quemador Exhaust: Exhosto Turbine wheels: Ruedas de la turbina Turbine nozzles: Toberas Bearings: Cojinetes Oil feed: Alimentación de combustible Combustion chamber liner: Cámara de combustión (recubrimiento)
Oil return: Retorno. Air scroll: Cámara de circulación de aire Starter motor: Iniciador Fuel control: Control de combustible Gearbox: Caja de velocidades Air intake: Toma de aire Compressor wheel: Rueda del compresor Diffuser: Difusor
Combustibles El gas natural (una forma primordial del metano) es el combustible ideal para las turbinas de gas. Los aceites ligeros destilados forman un combustible apropiado. Los combustibles con azufre, sal o vanadio pueden provocar corrosión a menos que sean lavados con agua y se traten las superficies con aditivos anticorrosivos. También se ha utilizado carbón pulverizado pero no se han obtenido resultados satisfactorios.
CICLOS El ciclo básico de la turbina de gas es el BRAYTON o JOULE. Este consta de 2 isentrópicas (1,2) y (3,4) y dos líneas a presión constante (2,3) (4,1). 1-2 Compresión Isentrópica P = Presión absoluta 2-3 Adición de energía a P constante 3-4 Expansión isentrópica 4-1 Cese de energía a P constante
T: Temperatura V: Volúmenes K: Cp, Cv. En este caso (aire) = 1.4 Cp: Calor especifico a presión cte.
Ciclo Brayton Ideal
Eficiencia Térmica Total del Ciclo Teórico
Donde:
Reemplazando: nt
=
1
−
T 1 T 2
De lo que se deduce que: -El rendimiento de un ciclo ideal aumenta constantemente al aumentar la relación de compresión o lo que es lo mismo. para una determinada T1 del medio ambiente. El rendimiento del ciclo ideal aumenta al aumentar la temperatura de salida del aire del compresor T2. -El rendimiento del ciclo ideal solo depende de la relación de compresión. y en particular no depende de la temperatura de entrada del gas a la turbina. T3.
Factor de Potencia
Ciclo Brayton Real
El punto 1 se corresponde con el estado del aire atmosférico, siendo el mismo punto en el ciclo real que en el ideal. La compresión del aire no es isentrópica por lo que la entropía en el punto 2, que representa la salida del compresor. es mayor que si esta fuera isentrópica (2s). Por otra parte se mantiene la presión de salida respecto a la compresión ideal, sin embargo, el trabajo específico del compresor aumenta, puesto que h2s- h1 < h2 – h1 por por lo tanto se define el rendimiento interno del compresor como el cociente entre el trabajo específico de compresión isentrópico y el no isentrópico:
Puesto que en el tramo 2-3 existirán perdidas de carga durante el transporte del airee desde el compresor hasta las ruedas de la turbina la línea que sigue este proceso no es una isobara, aunque lo que se puede conseguir es mantener una temperatura de salida de la cámara de combustión igual a la del ciclo ideal, regulando el calor comunicado al fluido. El proceso real de expansión en la turbina no es isentrópico, sino que existe un aumento de entropía por lo tanto el salto entalpico disminuye respecto al ciclo ideal. De esta forma se define el rendimiento interno de la turbina como:
La presión de salida de los gases de la turbina no es la presión atmosférica sino una presión mayor, este fenómeno de contrapresión se da debido a la perdida de carga existente en el conducto de descarga de los gases de escape, por lo tanto la etapa 4-1 no se realiza a presión constante. De esto se deduce que así como en el ciclo ideal, la relación de compresión era igual a la de expansión, en el ciclo real no se da esta igualdad, siendo la relación de expansión menor que la de compresión. Al grupo de pérdidas antes citadas se le denomina pérdidas íntimas si bien existen además de las citadas otra serie de causas que hacen disminuir el rendimiento térmico y que se denominan pérdidas externas.
Ciclo Brayton Real con Pérdidas en la Compresión y en la Expansión Únicamente. Compresión y Expansión no Isentrópicas
Las condiciones de este ciclo son: -El fluido de trabajo será aire tornado como gas perfecto. Tomándose los calores específicos constantes. -Se desprecia el consumo masivo de combustible frente al de aire, debido al reducido valor que debe tener el dosado para poder mantener la temperatura de los alabes dentro de unos limites tolerables. -Se suponen despreciables las pérdidas de carga en los conductos. -El rendimiento térmico de la cámara de combustión se considera igual a la unidad. no interviniendo en el calculo del rendimiento térmico del ciclo.
Trabajo Útil Especifico Interno
De la ecuación de los gases perfectos
Para procesos isentrópicos adiabáticos y reversibles
Finalmente
Rendimiento Térmico
Entonces:
De las expresiones obtenidas para el trabajo útil interno y para el rendimiento del ciclo se desprende que las variables a controlar para mejorar estos parámetros son: -La relación de compresión. -El coeficiente de temperaturas (temperatura de entrada a t urbina y de admisión a compresor)
- Los rendimientos internos del compresor y de la turbina. Como ya se ha visto si se aumenta la relación de compresión aumentara tanto el rendimiento como el trabajo útil interno obtenido hasta un valor máximo. a partir del cual si se sigue aumentando la relación de compresión los valores de rendimiento y trabajo disminuirán. Además el máximo de rendimiento y trabajo útil no se consigue para un mismo valor de relación de compresión. El aumento de la temperatura de entrada siempre beneficia al rendimiento y al trabajo obtenido. sin embargo, los elevados esfuerzos térmicos y mecánicos que deben soportar los alabes ante elevadas temperaturas son el limite tecnológico impuesto. La refrigeración interna de los alabes y los nuevos materiales aleados permiten seguir aumentando esta temperatura. La disminución de la temperatura de admisión al compresor supone mi aumento del rendimiento. El aumento del rendimiento conseguido es mayor que ante un aumento en la misma magnitud de la temperatura de entrada a la turbina.
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 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 moto-torpedo 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.
VENTAJAS Sobre turbinas de vapor:
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Instalaciones mas compactas Menos dispositivos auxiliares No necesitan condensador No necesitan agua Lubricación más simple Fácil control Cimientos ligeros Escape limpio (no necesita chimenea) Relación peso / potencia mas pequeña No existen limitaciones impuestas por las características de las hélices.
Sobre motores de émbolo para aviación.
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Empleo de Keroseno o destilados Menor peligro de incendio No existen fuerzas desequilibradas Menos piezas en movimiento Facilidad de instalación Menor superficie frontal Menor peso por H.P. Problemas de refrigeración más simples
BIBLIOGRAFIA •
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Sevens, M.H. Y otros. Producción de Energía Mediante Vapor de Agua, Aire y Gases. Ed, Reverté. 5a Edición. Barcelona, 1961 http://www.gasturbine.pwp.blueyonder.co.uk/. http://www.airbus.com/ http://tecnotic.wordpress.com/2008/01/22/turbina-de-gas-i-funcionamiento-basico/ VAN WYLEN, Gordon J. Fundamentos de Termodinámica. Limusa-Wesley. Mexico, 1972. P. 361-374
