Centro Universitário UniEvangélica Curso de Engenharia Mecânica Alexandre Kardec Daniel Mozart Diego Melo Fernando Francino Ruiter Santos
Turbina a Gás
Anápolis- Go 2013
Alexandre Kardec Daniel Mozart Diego Melo Fernando Francino Ruiter Santos
Turbina a Gás
Trabalho apresentado para avaliação na disciplina de máquinas térmicas, do curso de Engenharia Mecânica, do Centro Universitário UniEvangélica, ministrado pelo professor Matheus Tabata.
Anápolis- Go 2013
Sumário 1. TURBINAS A GÁS .......................................................................... 1 1.1 HISTÓRICO ...................................................................................................... 1 1.2 DEFINIÇÃO ...................................................................................................... 8
2. COMPONENTES PRINCIPAIS DE UMA TURBINA A GÁS ...........10 2.1.1 COMPRESSOR -------------------------------------------------------------------------- 10 2.1.2 COMBUSTOR ------------------------------------------------------------------------ 12 2.1.3 RODA DE TURBINA ---------------------------------------------------------------- 14 2.2 CARACTERÍSTICAS ...................................................................................... 16
3. CLASSIFICAÇÃO CLASSIFICAÇÃO DA TURBINAS A GÁS .....................................17 3.1 3.2 3.3 3.4
QUANTO AO QUANTO AO CICLO......................... ............ .......................... .......................... .......................... .......................... ....................... .......... 17 QUANTO À QUANTO À CONSTRUÇÃO .......................... ............. .......................... .......................... .......................... ....................... .......... 18 QUANTO AO QUANTO AO NÚMERO DE EIXOS ................................................................ 20 QUANTO À QUANTO À APLICAÇÃO APLICAÇÃO ......................... ............ .......................... .......................... .......................... .......................... ................ ... 21
4. CICLOS DE FUNCIONAMENTO FUNCIONAMENTO ....................................................25 4.1.1 CICLOS IDEAIS ---------------------------------------------------------------------- 25 4.1.2 CICLOS REAIS----------------------------------------------------------------------- 25 4.2 FUNCIONAMENTO EM CICLO ABERTO CICLO ABERTO.......................... ............. .......................... .......................... ................ ... 26 4.3 FUNCIONAMENTO EM CICLO FECHADO ......................... ............ .......................... .......................... ............... 27 4.4 CICLO BRAYTON COM REGENERAÇÃO .......................... ............. .......................... .......................... ............... 29 4.5 O CICLO IDEAL DA TURBINA A TURBINA A GÁS, USANDO COMPRESSÃO EM VÁRIOS ESTÁGIOS COM RESFRIAMENTO, EXPANSÃO EM VÁRIOS ESTÁGIOS COM REAQUECIMENTO E REGENERADOR. .......................... ............. .......................... .......................... ....................... .......... 30
5. CICLO BRAYTON ..........................................................................32 5.1 ADMISSÃO.......................... ............. .......................... .......................... .......................... .......................... .......................... ....................... .......... 33 5.2 COMPRESSÃO .............................................................................................. 33 5.3 COMBUSTÃO ................................................................................................ 34 5.4 EXAUSTÃO .................................................................................................... 34
6. PRINCIPAIS APLICAÇÕES............................................................36 7. BIBLIOGRAFIA ..............................................................................37
Lista de Figuras IGURA 1- O “AEOLIPILO” DE DE H ERO ERO--------------------------------------------------------------------- 1 F IGURA IGURA 2- O MACACO DE CHAMINÉ DE DA V INCI INCI ------------------------------------------------------ 1 F IGURA IGURA 3- A F IGURA 3- A TURBINA DE GIOVANNI BRANCA --------------------------------------------------------- 2 IGURA 4- A SAAC N EWTON EWTON -------------------------------------------------------- 2 F IGURA 4- A CARRUAGEM DE I SAAC IGURA 5- A EWTON ------------------------------------------------------------------------- 2 F IGURA 5- A 3ª LEI DE N EWTON IGURA 6- DESENHO DA PRIMEIRA PATENTE DE UMA TURBINA A GÁS (J OHN OHN B ARBER , 1791) 3 F IGURA IGURA 7- T URBINA URBINA A GÁS CONSTRUÍDA POR STOLZE ( A ) SOPRADOR AXIAL MÚLTIPLO F IGURA ESTÁGIO ( B ) TURBINA DE REAÇÃO DE MÚLTIPLO ESTÁGIO ( C C ) P RE RE AQUECEDOR DE AR -- 3 IGURA 8- E SQUEMA SQUEMA DA TURBINA DE W HITTLE HITTLE ------------------------------------------------------- 5 F IGURA IGURA 9- O HE178 DE DE H EINKEL EINKEL ----------------------------------------------------------------------- 6 F IGURA IGURA 10- A UNKERS J UMO UMO 004 ---------------------------------------------------------- 6 F IGURA 10- A TURBINA J UNKERS F IGURA ME262 C AÇA ALEMÃO --------------------------------------------------------------------- 7 IGURA 11- ME262 C IGURA 12- C OMPRESSOR OMPRESSOR ----------------------------------------------------------------------------F IGURA ----------------------------------------------------------------------------- 10 IGURA 13- G ANHO DE PRESSÃO E AS VARIAÇÕES DE VELOCIDADE ---------------------------- 12 F IGURA IGURA 14- C OMBUSTOR OMBUSTOR ------------------------------------------------------------------------------F IGURA ------------------------------------------------------------------------------- 14 IGURA 15- R ODA ODA DE TURBINA ------------------------------------------------------------------------ 16 F IGURA IGURA 16- OS CICLOS ABERTO ( A ) E F ECHADO ECHADO ( B ) ----------------------------------------------- 18 F IGURA IGURA 17- T URBINA URBINA LEVE , ESTAÇÃO DE BOMBEAMENTO DA AVON ---------------------------F IGURA ---------------------------- 19 F IGURA -DUTY GT – IGURA 18- T URBINA URBINA PARA SERVIÇOS P ESADOS ESADOS (H EAVY EAVY -D – SIEMENS KWU) ---- 20 IGURA 19- E SQUEMA SQUEMA DE UMA U SINA SINA DE E NERGIA NERGIA E LÉTRICA LÉTRICA COM T URBINA URBINA A G ÁS --------- 21 F IGURA IGURA 20- T URBINA URBINA M ARÍTIMA WR 21 DA N ORTHROP ORTHROP C ORPORATION ORPORATION -----------------F IGURA WR 21 ICR DA ------------------ 22 IGURA 21- T URBINA URBINA AERONÁUTICA T URBOHÉLICE URBOHÉLICE ----------------------------------------------- 22 F IGURA IGURA 22- T URBINA URBINA AERONÁUTICA T URBOFAN URBOFAN --------------------------------------------------F IGURA --------------------------------------------------- 23 IGURA 23- T URBINA URBINA AERONÁUTICA T URBO URBOJ ET ET COM O AFTERBURNER (F100-220) -------- 24 F IGURA IGURA 24- T URBINA URBINA R AMJET ------------------------------------------------------------------------F IGURA ------------------------------------------------------------------------- 24 IGURA 25- C ICLO ICLO DE BRAYTON ABERTO ----------------------------------------------------------- 27 F IGURA IGURA 26- C ICLO ICLO DE BRAYTON F ECHADO ECHADO ---------------------------------------------------------- 28 F IGURA IGURA 27- C ICLO ICLO DE BRAYTON F ECHADO ECHADO COM T ROCADOR ROCADOR DE CALOR -----------------------F IGURA ------------------------ 29 IGURA 28- E SQUEMA SQUEMA DO C ICLO ICLO DE BRAYTON SIMPLES C OM OM R EGENERADOR EGENERADOR -------------F IGURA -------------- 29 IGURA 29- C ICLO ICLO I DEAL DEAL DA T URBINA URBINA A G ÁS, U TILIZANDO TILIZANDO R ESFRIAMENTO ESFRIAMENTO I NTERMEDIÁRIO NTERMEDIÁRIO, F IGURA EAQUECIMENTO E UM R EGENERADOR EGENERADOR . ------------------------------------------------------- 31 R EAQUECIMENTO IGURA 30- DIAGRAMA PRESSÃO X VOLUME DO CICLO BRAYTON ------------------------------F IGURA ------------------------------- 32
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1. TURBINAS A GÁS 1.1 HISTÓRICO O uso da turbina a gás como máquina motora tem sido um sonho bastante antigo dos Engenheiros. A evidência disto é a grande quantidade de estudos no decorrer da história. Em 150 A.C., um filósofo e matemático egípcio, Hero, inventou um brinquedo, o “Aeolipile”, que rodava sobre uma pequena caldeira de água (Figura 1).
Ele verificou o efeito da reação do ar quente ou o vapor movimentado por alguns bocais sobre uma roda.
Figura 1- O “Aeolipilo” de Hero
Em 1232 os chineses começam a utilizar foguetes como armas. A invenção da pólvora usa o princípio da reação para lançar os foguetes. Em 1500, Leonardo da Vinci desenhou um esboço de um dispositivo, o “macaco de chaminé”, que girava pelo efeito dos gases quentes subindo a chaminé
(Figura 2). Ele criou um dispositivo que usava o ar quente para girar um espeto.
Figura 2- O macaco de chaminé de da Vinci
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Em 1629, Giovanni Branca desenvolveu uma oficina de estampagem que usava jatos de vapor para girar uma turbina que então, fornecia trabalho para as máquinas (Figura 3).
Figura 3- A turbina de Giovanni Branca
Em 1687, Sir Isaac Newton anuncia as leis do movimento. Especificamente, a 3ª Lei de Newton afirmava haver um equilíbrio entre ação e reação: “Para cada ação
haverá uma reação de mesma força e intensidade mas em sentido oposto”. Um exemplo dessa lei pode ser observada na Figura 5. Quando o balão está fechado as forças se equilibram, são iguais em todas as direções. Ao soltar o ar, ocorre uma ação que desequilibra o sistema. A força a esquerda é maior, movendo o balão. Baseado nessas leis, Newton imaginou um veículo movido por jatos de vapor (Figura 4). Estas leis foram a bases da teoria da moderna propulsão.
Figura 5- A 3ª Lei de Newton
Figura 4- A carruagem de Isaac Newton
A primeira concepção da turbina a gás e seu consequente patenteamento foi proposta em 1791 pelo inglês John Barber Figura 6.
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1 – Turbina 2 – Compressor de Ar ou Gás 3 – Câmara de Combustão 4- Receptor 5 – Produtor de Gás
Figura 6- Desenho da primeira patente de uma turbina a gás (John Barber, 1791) Dentre as ideias originais e subsequente patenteamento é importante mencionar John Dumbell, Inglaterra, 1808 e Bresson, França, 1837, os quais, em suas concepções já consideraram todos os componentes das atuais turbinas com combustão a pressão constante. Entretanto a primeira turbina a gás com combustão a pressão constante, realmente construída, foi concebida por J. F. Stolze (1872), a partir da patente de Fernlhougs e cuja fabricação e testes somente ocorreram entre 1900 e 1904 conforme indicado na Figura 7.
Figura 7- Turbina a gás construída por Stolze (a) Soprador axial múltiplo estágio (b) turbina de reação de múltiplo estágio (c) Pre aquecedor de ar
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É interessante observar que as melhores concepções e arranjos foram introduzidos a partir dos meados do século XIX ocasião em que os estudos teóricos de termodinâmica (Dalton, Lord Kelvin, Joule, Brayton) tiveram um grande desenvolvimento. Apesar dos esforços no desenvolvimento da turbina a gás, somente no início deste século é que surgiram os primeiros resultados efetivos, embora com um nível de rendimento muito baixo, pois naquela época ainda havia limitações de conhecimentos de aerodinâmica e de metalurgia. Como já mencionado Stolze construiu sua turbina a gás entre 1900 e 1904 e, conforme indicado Figura 7, ela era composta de uma turbina de reação múltiplo estágio bem como um compressor axial de múltiplo estágio. Além disso ele utilizou também um trocador de calor para o pré aquecimento do ar antes da camada de combustão (pressão constante), utilizando para tal o próprio gás de escape da turbina. Apesar desta construção genial, pouco sucesso foi atingido principalmente devido ao baixo rendimento tanto do compressor como da turbina e também da temperatura máxima em função dos materiais disponíveis na época. Na mesma época (1903) – Armengaud e Charles Lemale também construíram e testaram, na “Sociedade Anônima de Turbomotores” em Paris, uma turbina a gás
cuja particularidade era a injeção de água para resfriamento. Apesar dos esforços o resultado foi também insatisfatório pois não se conseguiu potência útil alguma. Neste caso foi utilizada uma turbina Curtis e a compressão se fez com um compressor centrífugo de fabricação da empresa Brown Boveri. Neste mesmo período (1903) a General Electric Co. Iniciou o desenvolvimento de uma turbina a gás sob orientação do Dr. Sandford A. Moss, da Universidade de Cornell, que realizou em seu trabalho de doutorado (1902) o primeiro estudo do assunto nos Estados Unidos. É interessante observar que nestes primeiros estudos a potência consumida pelo compressor era maior do que a fornecida pela turbina, o que implicava no uso de energia externa para o seu funcionamento (no caso acima mencionado foi utilizado uma turbina a vapor). Mesmo assim estes trabalhos foram válidos pois como se sabe a General Electric é, no momento, um dos grandes fornecedores de turbinas tanto para uso aeronáutico como industrial.
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Percebendo que os fracassos no desenvolvimento das turbinas eram atribuídos à limitação tanto da temperatura máxima como da relação de pressão conseguida nos compressores, Holzwarth, em 1909, na Alemanha, mudou a concepção do projeto da turbina considerado a combustão a volume constante (turbina a explosão) em vez de ser a pressão constante. Com isto ele eliminaria a limitação do aumento de pressão conseguido nos compressores. Quanto à limitação de temperatura foi utilizado um sistema de resfriamento a água, logo uma menor massa de ar foi necessária. O fato da combustão se processar a volume constante possibilita que o ar seja comprimido a uma pressão de apenas cerca de ¼ daquela necessária ao processo de combustão a pressão constante. Brown Boveri chegou a construir uma turbina (Holzwarth) em 1913 projetada para uma potência de 1000cv, a qual montada e testada forneceu somente 200 cv. O seu desenvolvimento continuou e em 1938 a BBC, em Mannheim, chegou a fabricar com relativo sucesso uma turbina de 5000cv, atingindo um rendimento global de 20%. Um pouco antes do início da 2ª guerra mundial esforços foram realizados no desenvolvimento de turbinas para uso aeronáutico, devido principalmente a sua características de baixo peso e, pequeno volume. Ao mesmo tempo, Whittle, em 1930 concebeu e patenteou o uso da reação ou jato como meio propulsor e, neste caso, o uso de turbinas a gás tornou-se imprescindível. Whittle desenvolveu o primeiro motor com essa finalidade em 1937 – Figura 8.
Figura 8- Esquema da turbina de Whittle
Em 1936, no mesmo tempo que Frank Whittle estava trabalhando na GrãBretanha, Hans von Ohian e Max Hahn, estudantes na Alemanha desenvolveram e patentearam o seu próprio projeto de turbina.
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Em 27 de agosto de 1939 Heinkel (Alemanha), fez voar o seu primeiro avião (o HE178 -Figura 9) utilizando o gás como reator ou seja usando jato propulsão.
Figura 9- O HE178 de Heinkel Nesta mesma ocasião os estudos de aerodinâmica tiveram um grande progresso pois, com o uso de jato propulsão, os aviões atingiam maior velocidade. Problemas de instabilidade aerodinâmica surgiram forçando a procura de novas soluções o que consequentemente trouxe melhores conhecimentos de aerodinâmica. Embora estes estudos tenham sido intensificados, somente no final da guerra (1944 - 1945) é que realmente os primeiros aviões com propulsão conseguiram voar eficientemente. Em 1942, o Dr. Franz Anslem desenvolveu uma turbina de fluxo axial, a Junkers Jumo 004, usada no Messerschmtt ME262 (Figura 10).
Figura 10- A turbina Junkers Jumo 004
O Heinkel HeS-3b desenvolvia 1100lbs de empuxo e voou acima de 400mph, depois veio o ME262 (Figura 11), que lutava a 500mph, mais de 1600 deste foram construídos no final da Segunda Guerra Mundial.
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Figura 11- ME262 Caça alemão
O uso da turbina a gás como agente propulsor (jato ou reator) simplificou bastante o emprego da própria turbina a gás pois, nesta aplicação, a potência, desenvolvida pela turbina é utilizada apenas para vencer as perdas e acionar o compressor. Logo após a 2º guerra, a aviação comercial passou a utilizar a propulsão a jato intensivamente. Este uso intensivo aliado aos novos conhecimentos de aerodinâmica fizeram com que o desenvolvimento da turbina a gás tivesse um tremendo avanço, uma vez que novas concepções e metodologias de cálculo possibilitaram a construção de turbomáquinas com alto rendimento. O sucesso foi tanto que a partir dos anos 60 o uso de turbinas a gás foi aumentando e nos anos 70 cerca de 100% dos aviões de grande porte já eram impulsionados por turbinas. Com a melhoria no projeto, mesmo na aplicação industrial, a turbina a gás com combustão a pressão constante passou a predominar, devido principalmente a sua simplicidade de construção e quando comparada a turbina com combustão a volume constante. Isto só foi possível devido a dois fatores: o desenvolvimento do compressor para alta relação de pressão e com alto rendimento; e, também, o desenvolvimento de novos materiais resistentes a alta temperatura. Em 1943 a Escher Wyss constrói uma TG de 2000kW. Em 1949 têm-se a primeira instalação industrial 12,5MW em St. Denis, França, funcionando com um sistema com queima de óleo.
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Na década de 70 foi intensificado o uso de Turbinas. Foram construídas instalações até 50MW (1974 em Oberhausen).
1.2 DEFINIÇÃO A turbina a gás é definida como sendo uma máquina térmica, onde a energia potencial termodinâmica contida nos gases quentes provenientes de uma combustão é convertida em trabalho mecânico ou utilizada para propulsão. As turbinas a gás são turbo máquinas que, de um modo geral pertencem ao grupo de motores de combustão e cuja faixa de operação vai desde pequenas potências (100 KW) até 180 MW (350 MW no caso de nucleares), desta forma elas concorrem tanto com os motores alternativos de combustão interna (DIESEL e OTTO) como com as instalações a vapor de pequena potência. Desta forma, as turbinas a gás são máquinas tecnicamente muito complexas, com inúmeras partes móveis e sofisticados sistemas de lubrificação e controle eletrônico visando basicamente a conversão da energia contida no combustível em potência de eixo. Suas principais vantagens são o pequeno peso e volume (espaço) que ocupam. Isto aliado à versatilidade de operação que apresentam está fazendo com que sua utilização se encontre em franca ascendência atualmente. Sendo compostas de turbo máquinas (Máquinas Rotativas) as turbinas a gás apresentam uma vantagem bastante grande quando comparadas aos motores alternativos uma vez que nelas há ausência de movimentos alternativos e de atrito entre superfícies sólidas (pistão/camisa do cilindro). Isto significa a quase inexistência de problemas de balanceamento e, ao mesmo tempo, um baixo consumo de óleo lubrificante (uma vez que o mesmo não entra em contato direto com partes quentes e nem com os produtos de combustão. Disso decorre uma outra vantagem: a elevada confiabilidade que apresentam. Além disso, quando comparadas às instalações a vapor, as turbinas a gás praticamente não necessitam de fluido refrigerante o que facilita muito sua i nstalação. Outro aspecto bastante favorável das turbinas a gás é a baixa inércia térmica que l hes
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permite atingir sua carga plena em um espaço de tempo bastante reduzido. No caso de estar pré aquecida por exemplo, o tempo entre carga nula e carga plena varia de 2 a 10 segundos. Este aspecto faz com que as turbinas a gás sejam particularmente indicadas para sistema de geração de energia elétrica de ponta, onde o processo de partida e necessidade da plena carga no menor tempo possível é de suma importância. Esta é também uma condição imprescindível nos sistema s “Stand-by” ou “No-Break”, onde o fornecimento ininterrupto de energia é condição básica
necessária.
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2. COMPONENTES PRINCIPAIS DE UMA TURBINA A GÁS Podemos distinguir três componentes principais em uma turbina a gás, sendo eles:
O compressor; A câmara de combustão (CC); A turbina propriamente dita.
2.1.1 COMPRESSOR O compressor (Figura 12) é o componente da turbina a gás onde o fluido de trabalho é pressurizado, sendo sempre empregado o do tipo dinâmico (centrífugo, axial ou axial com o último estágio centrífugo). O compressor axial trabalha com relações de compressão por estágio baixas, valores usuais de projeto situando-se entre 1,1/ 1 e 1,4/ 1, o que resulta em um número grande de estágios para se atinjam as relações de compressão elevadas, de até 21/1, empregadas em algumas máquinas modernas. Na prática, relações de compressão muito elevadas são obtidas normalmente com dois ou três rotores axiais, operando em série, ou por um rotor com vários estágios axiais seguidos por um último estágio centrífugo. O compressor axial permite obter altas vazões de ar, até 700 kg/s, e eficiência isoentrópica muito boa, valores típicos entre 85 a 90 %, sendo por isso empregado em praticamente todas as turbinas a gás de médio e grande porte.
Figura 12- Compressor
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Um inconveniente do compressor axial é a de apresentar faixa operacional pequena, entre os limites de surge e choke, o que exige cuidados especiais para evitar o surge durante os períodos de partida e/ou aceleração. O compressor de ar é o componente da turbina responsável pelo aumento da pressão do ar no ciclo Brayton e é acionado pela turbina do gerador de gás. O compressor axial é empregado nestes casos por ser especificado para maiores vazões do que os centrífugos com relação ao porte. Seu princípio de funcionamento é o da aceleração do ar com posterior transformação em pressão. É composto por uma seção estacionária, onde se encontram instalados os anéis com aletas estatoras e a seção rotativa composta por um conjunto de rotores com palhetas. Cada estágio de compressão é composto por um rotor com palhetas e um anel com aletas estatoras. O rotor com palhetas é responsável pela aceleração do ar, como um ventilador. É nesta etapa que o ar recebe trabalho para aumentar a energia de pressão, velocidade e temperatura. O anel de aletas estatoras tem a finalidade de direcionar o ar para incidir com um ângulo favorável sobre as palhetas do próximo estágio rotor e promover a desaceleração do fluxo de ar para ocorrer a transformação da energia de velocidade em pressão. Essas máquinas são projetadas para que a velocidade na entrada de cada rotor seja a mesma para a condição de máxima eficiência. Este processo é repetido nos estágios subsequentes do compressor sendo que cada estágio promove um pequeno aumento de pressão. O fluxo de ar no compressor se dá paralelo ao eixo (axial) numa trajetória helicoidal, e a seção de passagem é reduzida da admissão para descarga, com o propósito de se manter a velocidade do ar constante dentro da faixa de operação, uma vez que a pressão sobe a cada estágio e respectivamente a massa específica. O ganho de pressão e as variações de velocidade a cada estágio podem ser vistos na figura 13.
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Figura 13- Ganho de pressão e as variações de velocidade As aletas estatoras do último estágio agem como pás guias de saída, que direcionam o ar em um fluxo axial estabilizado para a carcaça traseira do compressor e seção de combustão. O compressor é projetado para operar com alta eficiência em altas rotações. Para manter o fluxo de ar estabilizado à baixa rotação, tem-se instalado, na entrada de ar, um conjunto de aletas móveis guias de entrada (IGV - Inlet Guide Vanes), que automaticamente, altera o ângulo de ataque das palhetas para o primeiro rotor. A eficiência é gradualmente aumentada de acordo com o aumento da rotação. As válvulas de sangria estão instaladas para prevenir o surge em baixas rotações. O conjunto I.G.V e válvulas de sangria fazem parte do sistema de controle do fluxo de ar da turbina. A proteção quanto ao surge se dá através de válvulas de alívio instaladas nos últimos estágios, que ficam abertas aliviando para atmosfera durante a fase de aceleração e parada do compressor.
2.1.2 COMBUSTOR A combustão em uma turbina a gás é um processo contínuo realizado a pressão constante. Um suprimento contínuo de combustível e ar é misturado e queimado à medida que escoa através da zona de chama. A chama contínua não toca
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as paredes da camisa da câmara de combustão, sendo estabilizada e modelada pela distribuição do fluxo de ar admitido, que também resfria toda a câmara de combustão. Podem ser queimadas misturas com larga faixa de variação da relação combustível ar, porque a proporção combustível - ar é mantida normal na região da chama, sendo o excesso de ar injetado a jusante da chama. O projeto da câmara de combustão deve garantir resfriamento adequado da camisa, combustão completa, estabilidade da chama e baixa emissão de fumaça, monóxido de carbono, hidrocarbonetos e óxidos de nitrogênio. O volume da câmara de combustão é muito pequeno em relação à taxa de liberação de calor desenvolvida, porque a combustão é feita a pressão elevada: em turbinas aeronáuticas este volume pode ser de apenas 5 % do volume que seria necessário em uma caldeira com a mesma taxa de liberação de calor. O combustor (Figura 14) usado em uma turbina a gás pode ser: tubular, tuboanular, anular ou externo. O combustor tubular é usado em turbinas industriais de médio grande porte, especialmente em projetos europeus, e em algumas turbinas, automotivas ou auxiliares, de pequeno porte. Apresentam como vantagens: simplicidade de projeto, facilidade de manutenção e vida longa devida às baixas taxas de liberação de calor. Podem ser de fluxo direto ou de fluxo reverso. Em turbinas aeronáuticas, onde a área frontal é importante, os combustores empregados são do tipo tubo-anular ou anular. Estes combustores produzem uma distribuição circunferência de temperaturas bastante uniforme na entrada do primeiro estágio da turbina. Embora seja de desenvolvimento mais difícil, o combustor anular é o mais empregado em turbinas aeronáuticas modernas, devido à sua compacidade. Combustores anulares são particularmente adequados para aplicações a altas temperaturas ou com gases de baixo poder calorífico, porque exigem menos ar de resfriamento, devido à menor área superficial da camisa. A quantidade de ar de
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resfriamento requerida pelo combustor é particularmente importante em aplicações com gases de baixo poder calorífico, porque estes gases exigem muito ar primário, sobrando pouco ar para resfriamento da câmara. Os combustores anulares são usualmente de fluxo direto, enquanto os tubo-anulares são normalmente de fluxo direto em turbinas aeronáuticas e de fluxo reverso em turbinas industriais.
Figura 14- Combustor 2.1.3 RODA DE TURBINA A roda de turbina (Figura 15) é o meio mais eficaz para transformar a energia contida em um fluxo de gás a alta pressão e temperatura em trabalho no eixo O gás ao escoar através da turbina perde pressão e temperatura, à medida que se expande e transforma sua energia em trabalho. As turbinas empregadas em turbinas a gás são na grande maioria do tipo axiais por apresentarem maior eficiência isoentrópica, variando entre 75 e 90 %. Ao contrário dos compressores axiais, antecede as palhetas da roda da turbina as palhetas estatoras que tem a finalidade de direcionar o fluxo de gás num ângulo favorável de ataque nas palhetas rotoras e proporcionarem o efeito bocal para que o fluxo aumente a velocidade. A turbina pode ser equipada por vários estágios de palhetas estatoras e rotoras a depender da aplicação ou projeto, lembrando que as palhetas estatoras são fixadas a carcaça da turbina e as rotoras as rodas, que por conseguinte são fixadas ao eixo. De qualquer forma a energia extraída pela roda de turbina é transmitida ao
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eixo que por sua vez transfere para o compressor de ar, proporcionando assim a compressão de um volume de ar para a câmara de combustão fechando o ciclo de funcionamento. Para aplicação industrial os gases gerados pela turbina a gás é direcionado por meio de uma peça de transição para uma turbina de potência, que é um conjunto de estágios de palhetas estatoras e rotoras com a finalidade de extrair potência dos gases gerados pela turbina a gás ou gerador de gás. Essa energia é t ransmitida para o equipamento acionado através de um eixo utilizado um redutor de velocidade (gerador elétrico) ou um multiplicador (compressores). As primeiras turbinas a gás fabricadas para aplicação industriais eram máquinas de construção pesada, com projeto largamente derivado das práticas utilizadas na construção de turbinas a vapor. Estas máquinas deram origem às atualmente chamadas turbinas industriais para serviço pesado (industrial heavy duty gas turbines). Essas turbinas têm como principais características: potência elevada; projetos com pouca restrição quanto a peso e tamanho; carcaças pesadas de partição horizontal; mancais de deslizamento; combustores de grande diâmetros boa durabilidade e fácil acesso para inspeção e manutenção; palhetas de seção espessa; compressores e turbinas axiais com muitos estágios; baixo nível de ruído, devido às baixas velocidades de admissão de ar normalmente empregadas em seu projeto; baixa relação de compressão por estágio, propiciando larga faixa de operação estável do compressor. Suas principais vantagens são: longa vida útil, grande confiabilidade operacional, boa eficiência térmica e baixo nível de ruído. Suas principais desvantagens são peso e tamanho. As turbinas derivadas de aviação tem portanto dois componentes básicos: o gerador de gás e a turbina de potência. O gerador de gás é uma turbina aeronáutica adaptada para queimar combustível industrial. A turbina de potência é projetada e fabricada pelo chamado fornecedor do pacote. Esse é responsável pelo fornecimento, montagem e testes do conjunto completo, que inclui, além do gerador de gás e da turbina de potência, todos os
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acessórios e sistemas auxiliares, tais como: base e suportes, sistemas de óleo, sistema de combustível, instrumentação, sistemas de proteção e controle, painéis, filtros de ar, dutos de admissão e descarga, silenciadores, proteção acústica. O fornecedor normalmente entrega ao comprador o pacote totalmente montado e testado em sua fábrica. São características importantes das turbinas derivadas de aviação: facilidade de instalação e comissionamento, boa adaptabilidade a controle remoto, planejadas para a manutenção em oficina.
Figura 15- Roda de turbina
2.2 CARACTERÍSTICAS As turbinas a gás são acionadas pelos próprios gases quentes, produto da combustão, o que dispensa a utilização de um fluido de trabalho intermediário, como o vapor, ou outro fluído. Isto leva a unidades mais compactas, para os mesmos níveis de produção de potência. Não apresentam uma flexibilidade em relação ao combustível a ser utilizado, assim não se recomenda a utilização dos que produzem resíduos sólidos (cinzas), pois podem comprometer elementos do equipamento.
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3. CLASSIFICAÇÃO DA TURBINAS A GÁS Apesar das muitas aplicações e dos diversos tipos de turbinas a gás, há entre elas uma série de aspectos que possibilitam uma classificação. Entre várias classificações, pode-se citar: → Quanto ao Ciclo
Aberto e Fechado
→ Quanto à Construção
Leves e Pesadas
→ Quanto ao Número de Eixos
De um eixo e De vários eixos
→ Quanto à Aplicação
Industrial Marítima Aeronáutica
3.1 QUANTO AO CICLO As turbinas podem operar em um Ciclo Aberto ou Ciclo Fechado. Por Ciclo Aberto entende-se que o fluido de trabalho não retorna ao início do ciclo (Figura 16 a). O ar, retirado da atmosfera, é comprimido, levado à câmara de combustão onde, juntamente com o combustível, recebe uma faísca, provocando a combustão da mistura. Os gases desta combustão então expandem-se na turbina, fornecendo potência à mesma e ao compressor, e, finalmente, saem pelo bocal de exaustão. Ao contrário do ciclo aberto, no Ciclo Fechado, o fluido de trabalho permanece no sistema. Para isso, o combustível é queimado fora do sistema, utilizando-se um trocador de calor para fornecer a energia da combustão ao fluido de trabalho (Figura 16 b). O ciclo fechado possui algumas vantagens sobre o ciclo aberto, dentre elas:
A possibilidade de se utilizar combustíveis sólidos;
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A possibilidade de altas pressões em todo o ciclo, reduzindo o
tamanho da turbo máquina em relação a uma potência útil requerida;
Evita-se a erosão das palhetas da turbina;
Aumento da transferência de calor devido à alta densidade do
fluido de trabalho (alta pressão);
Uso de gases com propriedades térmicas desejáveis.
Elimina-se o uso de filtros;
Mas este ciclo tem como desvantagem a necessidade de investimento em um sistema externo de aquecimento do fluido de trabalho, envolvendo um ciclo auxiliar com uma diferença de temperatura entre os gases.
Figura 16- Ciclo Aberto (a) e Fechado (b) 3.2 QUANTO À CONSTRUÇÃO As Turbinas Leves (Figura 17) têm como principais características:
De construção leve;
Alta velocidade e, geralmente,
Mancais de rolamentos, que normalmente não são facilmente
acessíveis. Dependendo do tipo, elas podem ter vários eixos girando em diferentes velocidades (um eixo para o compressor de baixa pressão, um para o compressor de alta pressão e um outro eixo para a turbina de força. A turbina de força pode ser uma
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do tipo pesado, que recebe gases quentes de uma outra ou outras turbinas derivadas de turbinas - “jet-derived”. As duas principais aplicações de turbinas a gás leves são a produção de energia mecânica e como principal motor para máquinas como bombas e compressores.
Figura 17- Turbina Leve, estação de bombeamento da Avon
As Turbinas para Serviços Pesados (Heavy Duty Gas Turbine - Figura 18) são construídas para aplicações estacionárias. Compreendem em uma vasta e diversa gama de máquinas, indicadas para geração de energia (de 10MW a acima de 100MW). Enquanto máquinas de menor potência são similares as “jetderived”, as
turbinas de média e alta potência possuem estruturas muito pesadas, volumosas. As câmaras de combustão não são necessariamente circulares, dispostas entorno do cilindro da turbina. Ao contrário, estas máquinas podem ter uma ou duas câmaras de combustão dispostas separadamente.
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Produzem energia mecânica principalmente para turbo alternadores, grandes turbo-compressores ou turbo-bombas. Consequentemente é necessário incluir estes equipamentos nos estudos sobre vibrações nas turbinas, dificultando o equilíbrio nos cálculos.
Figura 18- Turbina para Serviços Pesados (Heavy-Duty GT – Siemens KWU) 3.3 QUANTO AO NÚMERO DE EIXOS Um ciclo com um eixo apenas, parte da potência produzida pela Turbina é fornecida ao Compressor. Apenas o restante da potência se destina a potência útil de eixo. No caso de turbinas aeronáuticas, toda a potência gerada será utilizada internamente. Um ciclo com dois eixos é formado de um gerador de gás, que está ligado ao primeiro eixo, e uma turbina livre, que está ligada ao segundo eixo. No caso de turbinas aeronáuticas, a turbina livre é substituída por um bocal. A diferença entre os dois ciclos está na operação. Um ciclo com vários eixos tem aplicação na aeronáutica. Neste caso, o conjunto pode ter um, dois ou três eixos concêntricos com a finalidade de aumentar a razão de pressão do ciclo e consequentemente sua eficiência térmica. A divisão em vários eixos do gerador de gás tem objetivo de aumentar a eficiência aerodinâmica da compressão pois, a compressão em um único estágio diminuiria a operação da turbina e a eficiência térmica.
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3.4 QUANTO À APLICAÇÃO As Turbinas Industriais são essencialmente fixas, (Figura 19). São utilizadas para geração de energia mecânica, com rotação constante ou variável.
Figura 19- Esquema de uma Usina de Energia Elétrica com Turbina a Gás
As Turbinas Marítimas são utilizadas na geração de energia mecânica e elétrica em navios. São do tipo “on board” (Figura 20).
Sem dúvida o maior desenvolvimento tecnológico e científico da turbina a gás está no campo aeronáutico. Por razões de segurança, estratégia, as grandes potências mundiais investem grandes somas em dinheiro para a pesquisa e desenvolvimento de equipamentos que possam ter grandes eficiências térmicas, grande potência (empuxo) e que possibilitem altas velocidades (supersônicas). Possui eficiências térmicas altas, chegando a 41% e altas temperaturas de combustão (1800K).
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Figura 20- Turbina Marítima WR 21 ICR da Northrop Corporation
As Turbinas Aeronáuticas podem ser classificadas ainda pela sua Aplicação:
Turbohélice (Figura 21)
Turbofan (Figura 22)
Turbojato (Figura 23)
Ramjet (Figura 24)
As Turbohélice são turbinas a gás que convertem a energia do gás em potência de eixo. Esse, está acoplado a uma caixa de engrenagem que reduz a rotação para um eixo que tem uma hélice. O compressor deste tipo de motor pode ser centrífugo ou axial, com um ou dois eixos. Os gases de escape não possuem efeito propulsivo, o que dá propulsão à aeronave é a hélice acoplada ao eixo redutor de velocidade. São construídas para voos subsônicos.
Figura 21- Turbina Aeronáutica Turbohélice
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As Turbinas Turbofan possuem um grande conjunto frontal de pás que succionam o ar para dentro da turbina. A maior parte do ar succionado passa por fora do motor, i.e., ele não é comprimido ou sofre uma baixa compressão. Esse fluxo de ar é chamado de Bypass. Esse ar faz a turbina mais silenciosa (ou menos barulhenta!) e fornece um maior empuxo à aeronave em baixas velocidades sem aumentar o consumo de combustível - Figura 24. A maioria das aeronaves, principalmente civis, são movidas por turbinas com turbofan, onde 85% do empuxo tem origem no ar de bypass. Existem vários tipos de turbinas, com Razões de Bypass grandes ou pequenas, dependendo de sua aplicação (vôos subsônicos ou supersônicos, respectivamente).
Figura 22- Turbina Aeronáutica Turbofan O Ar de Bypass pode ser ainda utilizado como um sistema de freio nas aterrissagens, utilizando-se de um sistema de reversão do f luxo de ar. As Turbinas Turbojato (turbojet) são utilizadas para vôo supersônico. O ar admitido é comprimido de 3 a 12 vezes por um compressor centrífugo ou axial. Depois de misturado ao combustível e queimado, expande-se em altas velocidades passando pela turbina, que transforma a energia cinética desses em trabalho mecânico. Para aumentar o empuxo desta turbina utiliza- se o “afterburner” ou pós queimadores. O afterburner tem como função aumentar a temperatura do ar de exaustão através de uma segunda combustão, i.e., injetasse combustível nos gases
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exaustos provocando, através de uma faísca, uma nova combustão. A energia liberada pela combustão aumentará a temperatura dos gases e, consequentemente, o volume dos mesmos. Como a o bocal de saída (nozzle) tem área conhecida e constante (variável nas militares), os gases sairão com uma velocidade muito maior, aumentando o empuxo final.
Figura 23- Turbina Aeronáutica TurboJet com o afterburner (F100-220) As Ramjet são motores de reação a ar forçado para vôos supersônicos, não possui partes móveis. O ar é forçado para a câmara de combustão pelo movimento para frente do avião, sem compressor, implicando na necessidade de uma alta velocidade do avião para o seu funcionamento. Em consequência, uma aeronave utilizando a ramjet, necessita de alguma forma uma outra força de empuxo que a leve até a velocidade mínima de funcionamento, como por exemplo um outro avião. A NASA, órgão de pesquisa Norte Americano, está desenvolvendo aeronaves de teste, como o X-15.
Figura 24- Turbina Ramjet
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4. CICLOS DE FUNCIONAMENTO 4.1.1 CICLOS IDEAIS É o ciclo teórico de funcionamento das Turbinas a gás. É um ciclo a pressão constante. É constituído basicamente dos seguintes processos ideais:
Compressão e expansão isoentrópicas;
Desprezadas as perdas de carga nos dutos de sucção, descarga e câmara de combustão;
Não há perdas de calor pelas paredes da turbina;
Gás perfeito;
Vazão mássica constante ao longo do ciclo;
Fluxo unidimensional
4.1.2 CICLOS REAIS Denominamos ciclo real, aquele em que a compressão e a expansão são considerados como transformações irreversíveis. Nas transformações reais ocorre aumento de entropia, mesmo sem que haja intercâmbio de calor entre o sistema e o exterior. O desempenho dos ciclos reais diferem consideravelmente do desempenho dos ciclos ideais pelas seguintes razões:
Os processos de compressão e expansão são irreversíveis,
envolvendo, portanto, aumento de entropia;
Há perdas de pressão devido ao atrito de fluido nas câmaras de
combustão e dutos de admissão e exaustão;
Há necessidade de incremento no trabalho de compressão a fim
de compensar o atrito nos mancais e acionamento de equipamentos auxiliares (offtakes);
Os valores de cp e g do ar variam ao longo do ciclo devido às
variações de temperatura e, no caso de combustão, devido a alterações na composição química;
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À primeira vista pode parecer que a vazão mássica através da
turbina é maior do que a do compressor devido a injeção de combustível. Na prática, de um a dois por cento do ar comprimido é retirado com o propósito de refrigerar os discos e as palhetas das partes quentes. Além disso, a relação combustível/ar é da ordem de 0,01 a 0,02. Desta forma, para cálculos preliminares, é possível assumir que a vazão mássica através do compressor de ar é igual as das turbinas. Cumpre observar que turbinas aeronáuticas de última geração, operam com temperaturas na turbina de alta pressão (HP) elevadas, o que demanda maior quantidade de ar para refrigeração. Neste caso, a aproximação de vazão constante ao longo da turbina seja constante, não é correta em caso de avaliação precisa. A qualidade da compressão e da expansão depende, em grande parte do projeto aerodinâmico do compressor, das turbinas e da fabricação. Como, em termos práticos, é impossível obter-se compressão e expansão isoentrópicas (fricção e atritos intermoleculares estão presentes), são utilizados parâmetros denominados rendimentos isoentrópicos para definir a potência útil e o rendimento térmico do ciclo.
4.2 FUNCIONAMENTO EM CICLO ABERTO Durante a partida a turbina necessita de um sistema de arranque para pôr o compressor em funcionamento. Assim que este alcança uma dada velocidade, o ar atmosférico é aspirado, comprimido e conduzido à câmara de combustão, onde é misturado ao combustível (líquido ou gasoso). A energia resultante da combustão libera gases quentes que se expandem através da turbina, produzindo energia mecânica. A estabilidade da combustão, bem como a temperatura na seção da turbina, pode ser mantida através do controle da relação ar/combustível. O ar atmosférico captado pelo compressor é comprimido e direcionado para o combustor. Após passar pelo combustor a temperatura se eleva devido à queimado
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gás. Em seguida a mistura é direcionada para o acionamento da turbina, a pressão é reduzida à pressão atmosférica e a temperatura cai. Se uma turbina estiver operando isoladamente (ciclo simples), como nas aeronaves, sua eficiência térmica é baixa, da ordem de 36%, ou seja, cerca de 64% do calor gerado pela queima do combustível é perdido nos gases de exaustão. Poderse-ia elevar esta eficiência térmica através da elevação de temperaturas e pressões de entrada, porém isto elevaria demasiadamente o custo de construção e manutenção dos equipamentos do processo, inviabilizando o projeto. A figura 25 abaixo apresenta um arranjo típico de uma turbina a gás em ciclo aberto, apresentando a distribuição de energia de entrada e saída:
Figura 25- Ciclo De Brayton Aberto
4.3 FUNCIONAMENTO EM CICLO FECHADO Os gases de escape saindo da turbina e sendo diretamente excluídos de forma não reciclada, fazem com que o ciclo deva ser classificado como um ciclo aberto.
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No ciclo fechado, os processos de compressão e expansão continuam os mesmos, no entanto o processo de combustão é substituído por processos de troca de calor, para aproveitamento de parte da energia perdida no ciclo em forma de calor. O arranjo físico de uma turbina a gás operando em ciclo fechado é apresento na figura 26.
Figura 26- Ciclo de Brayton Fechado
Resumidamente, o ciclo de Brayton fechado utiliza o calor perdido para gerar mais trabalho. Para se construir o ciclo Brayton fechado é necessário que a câmara de combustão seja removida e que o caminho do fluído de trabalho seja quase que integralmente refeito. Um trocador de calor deve ser acrescentado ao sistema. A finalidade deste equipamento é preservar uma parte do calor gerado dentro do circuito, visando manter as temperaturas de operação do ciclo em valores altos de maneira a tirar vantagens da boa eficiência de conversão do ciclo Brayton operando em altas temperaturas. O esquema do ciclo Brayton fechado com trocador de calor é exposto na figura 27.
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Figura 27- Ciclo de Brayton Fechado com Trocador de calor 4.4 CICLO BRAYTON COM REGENERAÇÃO Nos motores de turbina a gás, a temperatura dos gases de escape saindo da turbina é geralmente muito maior do que a temperatura do ar deixando o compressor. Portanto, o ar de alta pressão deixando o compressor pode ser aquecido pela transferência de calor dos gases de escape quente em um trocador de calor contracorrente, que é conhecido também como regenerador ou recuperador. A figura 28 abaixo apresentada o esquema do ciclo Brayton com Regeneração.
Figura 28- Esquema Do Ciclo De Brayton Simples Com Regenerador
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O regenerador, por sua vez, reduz os requisitos de entrada de calor (e, portanto, combustível) para a saída de um mesmo trabalho líquido. A utilização de um regenerador é recomendada somente quando a temperatura da turbina de escape é superior à temperatura de saída do compressor. Caso contrário, o fluxo de calor no sentido inverso (para os gases de escape) reduzir a eficiência. Esta relação é encontrada em motores de turbina a gás operando com taxas de alta pressão. É claro que um regenerador com uma maior eficiência vai economizar uma grande quantidade de combustível desde que o ar seja pré-aquecido a uma temperatura mais elevada antes da combustão. No entanto, alcançar uma maior eficiência requer o uso de um regenerador maior, o que implica um preço mais alto provoca e uma queda maior da pressão. Assim, a utilização de um recuperador muito eficiente não pode ser economicamente justificada, a menos que a poupança de combustível exceder os custos adicionais envolvidos. A maioria dos regeneradores é usada na prática a eficiência inferior a 0,85. Portanto a eficiência térmica de um ciclo de Brayton com regeneração depende da relação entre as temperaturas mínima e máxima e da relação entre as pressões mínima e máxima.
4.5 O CICLO IDEAL DA TURBINA A GÁS, USANDO COMPRESSÃO EM VÁRIOS ESTÁGIOS COM RESFRIAMENTO, EXPANSÃO EM VÁRIOS ESTÁGIOS COM REAQUECIMENTO E REGENERADOR. Uma aproximação do ciclo de Brayton com a idealidade se dá na utilização do mesmo com o uso de compressão em vários estágios, com resfriamento intermediário entre os estágios, expansão em vários estágios, com reaquecimento entre os estágios, e um regenerador. A figura 29 mostra um ciclo com dois estágios de compressão e dois estágios de expansão
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Figura 29- Ciclo Ideal da Turbina a Gás, Utilizando Resfriamento Intermediário, Reaquecimento e um Regenerador.
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5. CICLO BRAYTON O ciclo Brayton (figura 30) é um ciclo ideal, uma aproximação dos processos térmicos que ocorrem nas turbinas a gás, descrevendo variações de estado (pressão e temperatura) dos gases. O conceito é utilizado como base didática e para análise dos ciclos reais, que se desviam do modelo ideal, devido a limitações tecnológicas e fenômenos de irreversibilidade, como o atrito.
Figura 30- Diagrama pressão x volume do ciclo Brayton O ciclo se constitui de quatro etapas. Primeiramente, o ar em condição ambiente passa pelo compressor, onde ocorre uma compressão adiabática e isentrópica, com aumento de temperatura e consequente aumento de entalpia. Comprimido, o ar é direcionado às câmaras, onde se mistura com o combustível possibilitando queima e aquecimento, à pressão constante. Ao sair da câmara de combustão, os gases, à alta pressão e temperatura, se expandem conforme passam pela turbina, idealmente sem variação de entropia. Na medida em que o fluido exerce trabalho sobre as palhetas, reduzem-se a pressão e temperatura dos gases, gerandose potência mecânica. A potência extraída através do eixo da turbina é usada para acionar o compressor e eventualmente para acionar outra máquina. A quarta etapa não ocorre fisicamente, se tratando de um ciclo termodinâmico aberto. Conceitualmente, esta etapa representa a transferência de calor do fluido para o ambiente. Desta forma, mesmo se tratando de um ciclo aberto, parte da energia proveniente da combustão é rejeitada sob a forma de calor, contido nos gases quentes de escape. A rejeição de calor é um limite físico, intrínseco ao funcionamento de ciclos
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termodinâmicos, mesmo nos casos ideais, como define a segunda lei da termodinâmica. A perda de ciclo ideal pode ser quantificada pela potência proveniente do combustível, descontando-se a potência de acionamento do compressor e a potência líquida. Assim, diminui-se a perda à medida que se reduz a temperatura de escape e se eleva a temperatura de entrada da turbina, o que faz da resistência, a altas temperaturas, das partes da turbina um ponto extremamente crítico na tecnologia de construção destes equipamentos. Uma turbina a gás produz energia a partir do resultado das seguintes etapas contínuas do ciclo BRAYTON:
Admissão
Compressão
Combustão
Exaustão
5.1 ADMISSÃO O ar atmosférico é admitido passando por uma seção de filtragem normalmente de três estágios. O primeiro estágio de filtragem é do tipo inercial com uma tela de aço inoxidável e venezianas verticais com a finalidade de reter partículas maiores (insetos) e água proveniente de chuvas. O segundo estágio é composto por elementos do tipo manta de fibra sintética coalescedora extratora de névoa de alta eficiência com densidade progressiva. O terceiro estágio é composto por elementos tipo caixa ou multibolsa para a filtragem final de partículas finas.
5.2 COMPRESSÃO O ar é comprimido em um compressor dinâmico (axial ou centrífugo), normalmente do tipo axial de vários estágios onde a energia de pressão e temperatura do fluido (ar) é aumentada. O compressor de ar é o componente da turbina responsável pelo aumento da pressão do ar no ciclo Brayton e é acionado pela turbina do gerador de gás. O princípio de funcionamento do compressor axial é o da aceleração do ar com posterior transformação em pressão. É composto por uma seção estacionária, onde se encontram instalados os anéis com palhetas estatoras e
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a seção rotativa composta por um conjunto de rotores com palhetas montados em um eixo. Cada estágio de compressão é composto por um anel com palhetas estatoras e um rotor com palhetas. O rotor com palhetas é responsável pela aceleração do ar, como um ventilador. É nesta etapa que o ar recebe trabalho para aumentar a energia/velocidade. O anel de palhetas estatoras tem a finalidade de direcionar o ar para incidir com um ângulo favorável sobre as palhetas do próximo rotor e promover a desaceleração do fluxo de ar para ocorrer a transformação da energia de velocidade em aumento de pressão e temperatura (efeito difusor).
5.3 COMBUSTÃO Na câmara de combustão, 25% do ar comprimido e o combustível injetado a alta pressão promovem a mistura e queima a uma pressão praticamente constante. As câmaras de combustão podem ser do tipo anular, tubular ou tuboanular. As câmaras do tipo tubular são normalmente utilizadas nas turbinas industriais de porte pesado e as câmaras do tipo anular são mais utilizadas nas turbinas industriais de porte leve. As turbinas aeroderivadas utilizam as câmaras do tipo tuboanular ou anular. A ignição da mistura ar e combustível ocorre durante a partida, através de um ignitor e uma tocha quando aplicável. Posteriormente a combustão se auto-sustenta. Os gases gerados na combustão a alta temperatura são expandidos a uma alta velocidade através dos estágios da turbina geradora de gás que consiste de um conjunto rotor (eixo com rodas de palhetas) e as rodas estatoras com palhetas que promovem o efeito bocal e direcionam o fluido motriz (gases) para proporcionar um melhor ângulo de ataque nas palhetas das rodas da turbina, convertendo a energia dos gases em potência no eixo para acionar o compressor axial de ar e a turbina de potência.
5.4 EXAUSTÃO Em um avião a jato os gases remanescentes da expansão na turbina passam através de um bocal para aumentar sua velocidade e consequentemente o impulso
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(propulsão). Na aplicação industrial os gases são direcionados para uma turbina de reação ou turbina de potência com um ou mais estágios (estator e rotor), onde a energia disponível dos gases é convertida em potência no eixo para acionar os compressores de gás. Finalmente os gases fluem para o duto de exaustão, onde sua energia remanescente pode opcionalmente ser aproveitada em um sistema de recuperação de calor (aquecimento de água).
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6. PRINCIPAIS APLICAÇÕES → Aeronáuticas
Turbo-jatos; Turbo-fans; APU – Auxiliary Power Unit; Turbo-hélices; Helicópteros
→ Estacionárias
Geração local; Geração distribuída; Planta de biogás; Transmissão de gás natural; Bombeamento de líquido e óleo; Armazenagem e extração de gás; Transporte (propulsão marítima, terrestre) Compressão de CO2 (processos industriais, etc).
