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• Joaquín Sabino Méndez Alemán

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INSTITUTO TECNOLÓGICO SUPERIOR DE COATZACOALCOS Departamento: Ingeniería Mecánica Materia: Maquinas de fluidos compresible. Docente: Ing. Víctor Cruz Martínez. Nombre Alumno: Unidad:

Joaquin Sabino Mendez Alemán. 6

Grado y Grupo:

7AM

Actividad:

Investigación

Fecha :

03/12/19

Tema:

UNIDAD NO. 6.- Turbinas de gas. SUBTEMA 6.1.- ciclo Brayton. Definición, clasificación y partes constitutivas. Un ciclo Brayton (o Joule) ideal modela el comportamiento de una turbina, como las empleadas en las aeronaves. Este ciclo está formado por cuatro pasos reversibles, según se indica en la figura. Pruebe que el rendimiento de este ciclo viene dado por la expresión

siendo r = pB / pA la relación de presión igual al cociente entre la presión al final del proceso de compresión y al inicio de él. El método para obtener este resultado es análogo al empleado para el Ciclo Otto. Descripción del ciclo. El ciclo Brayton describe el comportamiento ideal de un motor de turbina de gas, como los utilizados en las aeronaves. Las etapas del proceso son las siguientes:

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     Admisión El aire frío y a presión atmosférica entra por la boca de la turbina

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Compresor El aire es comprimido y dirigido hacia la cámara de combustión mediante un compresor (movido por la turbina). Puesto que esta fase es muy rápida, se modela mediante una compresión adiabática A→B. Cámara de combustión En la cámara, el aire es calentado por la combustión del queroseno. Puesto que la cámara está abierta el aire puede expandirse, por lo que el calentamiento se modela como un proceso isóbaro B→C. Turbina El aire caliente pasa por la turbina, a la cual mueve. En este paso el aire se expande y se enfría rápidamente, lo que se describe mediante una expansión adiabática C →D. Escape Por último, el aire enfriado (pero a una temperatura mayor que la inicial) sale al exterior. Técnicamente, este es un ciclo abierto ya que el aire que escapa no es el mismo que entra por la boca de la turbina, pero dado que sí entra en la misma cantidad y a la misma presión, se hace la aproximación de suponer una recirculación. En este modelo el aire de salida simplemente cede calor al ambiente y vuelve a entrar por la boca ya frío. En el diagrama PV esto corresponde a un enfriamiento a presión constante D→A.

Existen de hecho motores de turbina de gas en los que el fluido efectivamente recircula y solo el calor es cedido al ambiente. Para estos motores, el modelo del ciclo de Brayton ideal es más aproximado que para los de ciclo abierto.

Motor de turbina de gas de ciclo abierto.

Motor de turbina de gas de ciclo cerrado.

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Ciclo Brayton con regeneración  En una turbina de gas, la temperatura de los gases de escape que salen de la turbina suelen ser mayores a la del aire que sale del compresor. Por lo tanto el aire de alta de presión que sale del compresor puede calentarse transfiriéndole calor desde los gases de escape mediante un generador como se aprecia en la figura. La eficiencia térmica del ciclo Brayton aumenta como resultado de la regeneración disminuyendo también el combustible para la salida de trabajo neto.

Ciclo Brayton con regeneración 

Ciclo Brayton con interenfriamiento y recalentamiento Lo que se hace en este ciclo básicamente es aumentar la cantidad de ciclo ya sea para la compresión (interenfriamiento) como para turbina (recalentamiento) aproximando cada proceso al isotérmico disminuyendo su trabajo tanto de compresión como de expansión.  La combustión en las entradas de las turbinas ocurre comúnmente en 4 veces la cantidad requerida de aire para la completa combustión, para evitar temperaturas excesivas. Por lo tanto el recalentamiento puede lograrse sencillamente rociando combustible adicional a gases de escape entre dos estados de expansión. El trabajo neto de un ciclo de turbina de gas es la diferencia entre trabajo neto de turbina y entrada de trabajo de compresor y puede incrementar si se reduce el trabajo del compresor o si aumenta el de la turbina, o ambos. El trabajo para

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comprimir un gas entre dos presiones especificadas puede disminuir si se efectúa compresión de etapas múltiples con ciclo Brayton con regeneración. 

Ejemplo de ciclo Brayton con recalentamiento, interenfriamiento y regeneración. SUBTEMA 6.2.- Eficiencia y curvas de expansión. Eficiencia en función de las temperaturas Sustituyendo las expresiones del calor que entra en el sistema, | Qc | , y el que sale de él, | Qf | , obtenemos la expresión del rendimiento

Vemos que el rendimiento no depende de la cantidad de aire que haya en la cámara, ya que n se cancela. Podemos simplificar estas expresiones observando que B→C y D→A son procesos isóbaros, por lo que          y que A→B y C→D son adiabáticos, por lo que cumplen la ley de Poisson (suponiéndolos reversibles)         

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con γ = 1.4 la relación entre las capacidades caloríficas a presión constante y a volumen constante. Sustituyendo aquí la ecuación de los gases ideales V = nRT / p nos quedan las relaciones entre presiones y temperaturas          Sustituyendo la igualdad de presiones          y dividiendo la segunda por la primera, obtenemos la igualdad de proporciones

Restando la unidad a cada miembro

Intercambiando el denominador del primer miembro, con el numerador del último llegamos a

y obtenemos finalmente el rendimiento

esto es, la eficiencia depende solamente de la temperatura al inicio y al final del proceso de compresión, y no de la temperatura tras la combustión, o de la cantidad de calor que introduce ésta.

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Puesto que TB < TC, siendo TC la temperatura máxima que alcanza el aire, vemos ya que este ciclo va a tener un rendimiento menor que un ciclo de Carnot que opere entre esas las temperaturas TA y TC. Eficiencia en función de la relación de presión

Aplicando de nuevo la relación de Poisson

podemos expresar el rendimiento como

con r = pB / VA la relación de presión entre la presión final y la inicial. La eficiencia teórica de un ciclo Brayton depende, por tanto, exclusivamente de la relación de presiones. Para un valor típico de 8 esta eficiencia es del 44.8%. SUBTEMA 6.3.- Cámara de combustión. El calor se introduce en las turbinas de gas a través de la cámara de combustión. Esta cámara recibe el aire comprimido proveniente del compresor y lo envía a una elevada temperatura hacia la turbina expansora, idealmente sin pérdida de presión. De esta forma, la cámara de combustión es un calentador de aire donde el combustible, mezclado con mucha mayor cantidad de aire que lo que correspondería a una mezcla estequiométrica aire-gas. Existen varios tipos de cámaras de combustión, pero en general pueden agruparse en tres categorías: las anulares, las tuboanulares y las tipo silo.  

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La cámara de combustión anular La cámara de combustión anular es la solución adoptada principalmente por Alstom y Siemens para sus turbinas industriales, y en general, es la que suelen implementar la práctica totalidad de las turbinas aeroderivadas.  Esta disposición supone que existe una única cámara en forma de anillo que rodea al eje del compresor-turbina; dicha cámara consta de un solo tubo de llama, también anular, y una serie de inyectores o quemadores, cuyo número puede oscilar entre 12 y 25 repartidos a lo largo de toda la circunferencia que describe la cámara.

El aire entra en el espacio entre el interior de la cámara a través de los diferentes huecos y ranuras por simple presión diferencial. El diseño de estos huecos y ranuras divide la cámara en diferentes zonas, para facilitar la estabilidad de llama, la combustión, la dilución y para crear una fina capa de enfriamiento en las paredes de ésta.   Cámaras de combustión tuboanulares Las cámaras de combustión tuboanulares están formadas por grupos de cámaras tubulares que se montan en el interior de un cilindro. Este diseño trata de combinar las virtudes de los anteriores buscando la robustez de las tubulares combinada con la compacidad de las anulares.

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Es frecuente encontrar entre seis y diez cámaras tubulares ensambladas en el interior de la envolvente anular. El flujo de aire puede ser directo o inverso dependiendo de la aplicación. En este tipo de cámara de combustión se requiere una mayor cantidad de aire de refrigeración que en las tubulares y las anulares ya que la superficie del quemador es mayor. El flujo de gases en estos equipos es más estable que en las anulares debido a que cada zona del anillo tiene su propia tobera y en consecuencia una primera zona independiente de las demás. Cámaras de combustión tipo silo o tubulares Las cámaras de combustión tubulares o tipo silo tienen forma cilíndrica y están montadas de manera concéntrica en el interior de otro cilindro. Las principales ventajas que presentan son su simplicidad, su fácil diseño y su fácil acceso. Como problema presentan que son grandes y pesadas en comparación a otros tipos de cámara de combustión y por ello su aplicación está relegada únicamente a la industria.  Cámaras de combustión tipo Silo: Este tipo de turbinas tienen la cámara de combustión fuera del eje que une la turbina y el compresor, puesto en la parte superior, los inyectores se instalan atravesando el techo superior de la cámara, y los gases de escape llegan a la turbina de expansión por una abertura inferior conectada a ésta, son turbinas que por ahora se utilizan para combustibles experimentales como el hidrógeno.

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SUBTEMA 6.4.- Regeneradores. 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 interenfriador 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 gases calientes creados por la combustión, debido a que existen restricciones a las temperaturas que pueden soportar los alabes de la turbina y otras partes de la misma. Con los avances en la Ingeniería de los materiales, estos límites siempre van aumentando. Una turbina de este tipo es la General Electric LM1600 versión marina. SUBTEMA 6.5.- Curvas de operación. RENDIMIENTO TERMICO REAL DE LA TURBINA A GAS. Sabemos que en toda máquina térmica el rendimiento y la potencia del ciclo real siempre son inferiores a los del ciclo teórico por varias razones, tales como: 1. La compresión no es isoentrópica 2. La expansión no es isoentrópica 3. En todo el sistema se producen pérdidas de presión 4. El proceso de la combustión es incompleto, por lo cual no toda la energía química contenida en el combustible es liberada en ella como energía calórica, debido a la presencia de inquemados 5. Existen pérdidas por radiación y convección a través de todo el cuerpo de la máquina 6. Existen pérdidas de energía cinética a través de los gases de escape la cual no se utiliza en las máquinas industriales De todas estas pérdidas solo consideraremos las pérdidas en la compresión y en la expansión por ser las más significativas, pudiendo despreciar el resto frente a estas. Por lo tanto para obtener el rendimiento térmico real debemos tener presente que la compresión del aire en el compresor no es isoentrópica como estudiamos anteriormente, sino que esta es politrópica.

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Además y de igual modo deberemos tener presente que la expansión de los gases en la turbina no es isoentrópica como supusimos, sino que esta es también politrópica.

A efectos del análisis a realizar, llamaremos: Ltt = Trabajo teórico de la turbina Ltc = Trabajo teórico del compresor El trabajo útil teórico de la máquina (Ltm) está dado por la diferencia entre el trabajo teórico de la turbina menos el trabajo teórico del compresor, es decir: Ltm = Ltt – Ltc = Trabajo útil teórico de la máquina Ahora bien, el trabajo útil real de la máquina (Lrm) está dado por la diferencia entre el trabajo real de la turbina (Lrt) y el trabajo real del compresor (Lrc): Lrm = Lrt – Lrc = Trabajo útil real de la máquina (2) El rendimiento real de la turbina ηt está dado por la relación entre los trabajos real y teórico de la turbina:

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 Esta ecuación nos permite trazar las curvas de rendimiento reales de una máquina ciclo BRAYTON en función de la temperatura de los gases de combustión al ingreso de la turbina y de la relación de compresión. La Fig. 14 indica las curvas de rendimiento real de una turbina ciclo BRAYTON El ηe de las máquinas actuales está en el orden del 25% al 30% para temperatura de los gases de combustión al ingreso a turbina de 1.000ºC a 1.100 ªC.

SUBTEMA 6.6.- Sistema de regulación y protección. Unidades de ciclo combinado y sus sistemas de regulación de velocidad Una planta de ciclo combinado puede ser vista como el acoplamiento de una turbina a gas y una turbina a vapor a través de un generador de vapor por recuperación de calor "heat recovery steam generator" (HRSG).

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En las unidades de ciclo combinado se aprovecha la temperatura de los gases de escape para generar vapor. Los gases son volcados en una caldera recuperadora de calor la cual provee vapor a una turbina a vapor. Para lograr el mayor aprovechamiento energético de estas unidades es necesario mantener una alta temperatura del vapor aún en condiciones de baja carga. Esto requiere la inclusión de una estrategia de control de la temperatura de escape. En la figura 2 se muestra la relación entre los componentes de una unidad de ciclo combinado. El modelo del controlador carga/velocidad y el sistema de control de combustible coinciden con los analizados en el modelo de turbinas a gas.

sistemas de control de aire El sistema incluye un sistema de control de flujo de aire que ingresa a la cámara de combustión (figura 4).

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CONCLUSIÓN. Como conclusión del presente portafolio correspondiente a la unidad no. 6 de la materia de máquinas de fluidos compresibles, pudimos investigar sobre las turbinas impulsadas a gas, dentro de los temas específicos de los que se pudo tratar en la unidad con respecto a estas salen a destacar lo que es el ciclo de Bryton, describiendo que este, también conocido como ciclo Joule o ciclo Froude, es un ciclo termodinámico, en su forma más sencilla en una etapa de compresión adiabática, una etapa de calentamiento isobárico y una expansión adiabática de un fluido termodinámico compresible. Es uno de los ciclos termodinámicos de más amplia aplicación, al ser la base del motor de turbina de gas, por lo que el producto del ciclo puede ir desde un trabajo mecánico que se emplee para la producción de electricidad en los quemadores de gas natural o algún otro aprovechamiento.

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BIBLIOGRAFÍA.       

http://www.cicloscombinados.com/index.php/el-ciclo-brayton http://laplace.us.es/wiki/index.php/Ciclo_Brayton http://utptermodinamica2.blogspot.com/2013/11/ciclo-brayton_29.html http://eribera_bo.tripod.com/ciclo_brayton.html http://www.turbinasdegas.com/rendimiento-de-turbinas https://vdocuments.mx/download/eficiencia-y-curvas-de-expansion http://www.turbinasdegas.com/camara-de-combustion

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INTRODUCCIÓN. Las turbinas a gas son turbo máquinas que generan energía mecánica en su rotor principal o trabajo de flujo a partir de energía química disponible en un combustible que se quema en su combustor. Para este caso se tomó una turbina a gas en tierra operando bajo condiciones ambiente más o menos estables y definidas específicamente más adelante en el artículo. El proceso desarrollado en una turbina ciclo a gas se puede entender a través de un modelo teórico conocido como ciclo termodinámico de Brayton, este ciclo presenta las características básicas que permiten el análisis de la operación de las turbinas ciclo a gas. Las turbinas de gas se describen termodinámicamente por el ciclo de Brayton. El ciclo de Brayton es un proceso cíclico generalmente asociado con la turbina de gas. Como otros ciclos de potencia de combustión interna es un sistema abierto, aunque para el análisis termodinámico es una suposición conveniente asumir que los gases de escape son reutilizados en la aspiración, lo que posibilita el análisis como un sistema cerrado. Fue nombrado por George Brayton, y es también conocido como ciclo de Joule