CATEDRA MAQUINAS TERMICAS

Transcripción

1 CATEDRA MAQUINAS TERMICAS TURBINAS A GAS CICLO BRAYTON (SINTESIS) ndez 1

2 INTRODUCCION Se puede decir que antes del año a o 1940 todas las máquinas m térmicas t de combustión n interna eran del tipo alternativo. Recién, hacia el año a o 1940, al lograrse la fabricación n de compresores rotativos de alto rendimiento, conjuntamente con los progresos realizados en el campo de la metalurgia, que permitieron la fabricación n de aceros refractarios capaces de resistir altas temperaturas, se posibilitó el desarrollo de las TURBINAS A GAS. Fue durante la guerra de 1939 a 1945 que la TURBINA A GAS alcanzó su máxima m difusión. ndez 2

3 CICLO BRAYTON SIMPLE En el año a o 1873 GEORGE BRAYTON expuso el principio de funcionamiento del ciclo simple de la turbina a gas, las cuales son máquinas m térmicas rotativas de combustión n interna a flujo continuo George Brayton ( ). Ingeniero estadounidense. Propuso el ciclo termodinámico de las actuales turbinas de gas. ndez 3

4 ESQUEMA DE UNA TURBINA A GAS CICLO BRAYTON SIMPLE DE UN SOLO EJE ndez 4

5 ROTOR COMPRESOR DE AIRE TIPO AXIAL ndez 5

6 ROTOR COMPRESOR DE AIRE TIPO AXIAL ndez 6

7 ROTOR DE TURBINA A GAS ndez 7

8 ROTOR DEL COMPRESOR AXIAL ndez 8

9 CICLO TERMODINAMICO BRAYTON TEORICO El ciclo termodinámico mico teórico por el cual funcionan todas las turbinas a gas es el Ciclo BRAYTON 1-2: compresión n del aire en el compresor axial 2-3: oxidación n del combustible en la cámara c de combustión 3-4: Expansión n de los gases combustión n en la turbina 4: escape de los gases combustión n a la atmósfera ndez 9

10 El volumen de aire aspirado por el compresor es siempre mayor al necesario para producir la oxidación n del combustible en la cámara c de combustión. Este exceso, del orden de 6 a 7 veces es debido a: 1. La necesidad de lograr una adecuada refrigeración n de las partes calientes de la máquina m (cámara de combustión, conductos de transición, n, estadios de toberas fijas, ruedas de alabes móviles m y conductos de escape) 2. La necesidad de disminuir la temperatura de los gases de combustión Dicho exceso de aire es lo que obliga al compresor axial a tener un gran tamaño o y en consecuencia a absorber la mayor parte de la potencia entregada por la turbina, del orden de las 3/4 partes de la misma. ndez 10

11 PARAMETROS TERMODINAMICOS DE FUNCIONAMIENTO PARAMETROS DE FUNCIONAMIENTO Aire entrada compresor axial (punto 1) Aire salida compresor axial (punto 2) Relación n de compresión Gases combustión n entrada turbina (punto 3) Gases combustión n salida turbina (punto 4) TEMPERATURA (ºC) PRESION (kg/cm2) / ndez 11

12 SISTEMA DE COMBUSTION Las cámaras c de combustión n de las turbinas a gas han sido objetos de permanentes desarrollos a fin de lograr una eficiente combustión n y por otro lado asegurar bajas emisiones contaminantes en contenidos de óxidos de nitrógeno (NO y NO2) En la cámara c de combustión n se produce la oxidación del combustible desarrollándose muy altas temperaturas, por arriba de los ºF Una de las funciones esenciales que debe obtenerse en la cámara c de combustión n es la de estabilizar la llama dentro de una corriente de gases que se encuentran a alta velocidad, de manera que ésta se mantenga estable ndez 12

13 CAMARA DE COMBUSTION DISEÑO O ASEA BROWN BOVERI ndez 13

14 CAMARA DE COMBUSTION DISEÑO O GENERAL ELECTRIC ndez 14

15 SISTEMA DE REFRIGERACION El rendimiento térmico t y la potencia de la turbina a gas están n fuertemente influenciados por: 1- La relación n de compresión n y 2- La temperatura de los gases de combustión n al ingreso a la turbina Dado que los aceros super refractarios empiezan a fundir a aproximadamente a los ºF,, las partes calientes de la máquina m deben ser refrigeradas, usando gran parte del aire del compresor axial El aire extraído del compresor es utilizado para refrigerar, entre otros componentes calientes, los estadios de toberas fijas y las ruedas de alabes móvilesm ndez 15

16 ALABES REFRIGERADOS (HUECOS) 1er. ESTADIO MOVIL DISEÑO O GENERAL ELECTRIC ndez 16

17 η = Rendimiento r = termodinámico mico de la turbina a gas Relación n de compresión del compresor axial r = p aire salida aire salida /p aire entrada El rendimiento teorico nos dice que a mayor relación n de compresión, mayor será el rendimiento de la turbina a gas, lo cual no ocurre en la práctica RENDIMIENTO TEORICO TURBINA A GAS CICLO BRAYTON ndez 17

18 Curvas de rendimiento reales de una máquina m ciclo BRAYTON en función n de la temperatura de los gases de combustión n al ingreso de la turbina y de la relación n de compresión. El η de las máquinas m actuales está en el orden del 30% para temperatura de los gases de combustión n al ingreso a turbina de 1.000ºC a ªC. ndez 18

19 PUESTA EN MARCHA DE LA TURBINA A GAS 1- Se pone en funcionamiento el sistema de lubricación n a través s de la bomba auxiliar de aceite, la cual es energizada mediante corriente alterna disponible de la red 2- Con la presión n adecuada de aceite, se pone en marcha el motor de arranque (motor de lanzamiento), el cual puede ser: un motor DIESEL, un motor eléctrico de rotor bobinado, o una pequeña a turbina a vapor. El eje de salida del motor se encuentra acoplado al embrague hidráulico ndez 19

20 3- Se activa el acoplamiento mecánico, vinculando de esta manera el eje del motor con el eje del paquete compresor turbina generador eléctrico, a través s del embrague hidráulico 4- Se pone en marcha el virador, el cual saca del reposo a la masa rotante haciéndola girar a aproximadamente 3 a 5 rpm 5- Etapa de aceleración n del motor de lanzamiento, que en el caso de que éste fuera un motor eléctrico de rotor bobinado se van desconectando las resistencias rotóricas ricas con lo cual se incrementa el número n de vueltas ndez 20

21 6- Con el aumento del número n de vueltas del motor de lanzamiento, aumenta el de la máquina m y generador gracias al embrague hidráulico 7- Esta situación n se mantiene hasta que todo el conjunto alcanza aproximadamente la mitad del número de vueltas de régimen r de la turbina 8- Alcanzado éste estado de giro se habilita el ingreso de combustible a los inyectores en las cámaras de combustión n y se energiza la bujía a de encendido, produciéndose la combustión n del combustible 9- La turbina se acelera, arrastrada por el motor de lanzamiento y por los gases de combustión ndez 21

22 10- Cuando el número n de vueltas de la turbina supera el del motor de lanzamiento, éste se desacopla automáticamente ticamente 11- La turbina continúa a el proceso de aceleración por sís sola gracias a los gases de combustión hasta alcanzar el número n de vueltas de régimenr 12- Alcanzado el estado de régimen r se transfiere el sistema de lubricación n a la bomba principal de aceite, saliendo de servicio la bomba auxiliar 13- En estas condiciones el generador entra en paralelo con la red y empieza a tomar carga hasta llegar a la potencia efectiva del mismo ndez 22

23 GRACIAS POR SU ATENCION ndez 23